JPH1029053A - 合金構造体の製造方法及び合金鋳造モールド - Google Patents
合金構造体の製造方法及び合金鋳造モールドInfo
- Publication number
- JPH1029053A JPH1029053A JP9091087A JP9108797A JPH1029053A JP H1029053 A JPH1029053 A JP H1029053A JP 9091087 A JP9091087 A JP 9091087A JP 9108797 A JP9108797 A JP 9108797A JP H1029053 A JPH1029053 A JP H1029053A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- alloy
- core
- thin
- mold
- pattern
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 157
- 239000000956 alloy Substances 0.000 title claims abstract description 157
- 238000005266 casting Methods 0.000 title claims abstract description 100
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 21
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 136
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 52
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 claims description 29
- 239000013078 crystal Substances 0.000 claims description 24
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 16
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 16
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N silicon dioxide Inorganic materials O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 15
- 239000010453 quartz Substances 0.000 claims description 11
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 claims description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 28
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 20
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 20
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 20
- 206010019233 Headaches Diseases 0.000 description 17
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 12
- 238000007711 solidification Methods 0.000 description 9
- 230000008023 solidification Effects 0.000 description 9
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 8
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 8
- 238000007598 dipping method Methods 0.000 description 6
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 6
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 6
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 6
- 239000002002 slurry Substances 0.000 description 6
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 5
- 229910018072 Al 2 O 3 Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 4
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 4
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 4
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 4
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 4
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 4
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 4
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 4
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 4
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 3
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000005488 sandblasting Methods 0.000 description 3
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000002253 acid Substances 0.000 description 2
- 150000007513 acids Chemical class 0.000 description 2
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 2
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 239000003518 caustics Substances 0.000 description 2
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011651 chromium Substances 0.000 description 2
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 2
- 239000008119 colloidal silica Substances 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000005530 etching Methods 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 2
- 238000010030 laminating Methods 0.000 description 2
- 238000003475 lamination Methods 0.000 description 2
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 2
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 239000002904 solvent Substances 0.000 description 2
- XMQFTWRPUQYINF-UHFFFAOYSA-N bensulfuron-methyl Chemical compound COC(=O)C1=CC=CC=C1CS(=O)(=O)NC(=O)NC1=NC(OC)=CC(OC)=N1 XMQFTWRPUQYINF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000009740 moulding (composite fabrication) Methods 0.000 description 1
- 238000000059 patterning Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C21/00—Flasks; Accessories therefor
- B22C21/12—Accessories
- B22C21/14—Accessories for reinforcing or securing moulding materials or cores, e.g. gaggers, chaplets, pins, bars
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C19/00—Components or accessories for moulding machines
- B22C19/04—Controlling devices specially designed for moulding machines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
- B22C9/04—Use of lost patterns
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
- B22D19/00—Casting in, on, or around objects which form part of the product
- B22D19/04—Casting in, on, or around objects which form part of the product for joining parts
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
- B22D19/00—Casting in, on, or around objects which form part of the product
- B22D19/16—Casting in, on, or around objects which form part of the product for making compound objects cast of two or more different metals, e.g. for making rolls for rolling mills
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/182—Transpiration cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/182—Transpiration cooling
- F01D5/184—Blade walls being made of perforated sheet laminae
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/186—Film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
- F05D2230/31—Layer deposition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
-
- 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- 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
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10S428/922—Static electricity metal bleed-off metallic stock
- Y10S428/923—Physical dimension
-
- 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
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12292—Workpiece with longitudinal passageway or stopweld material [e.g., for tubular stock, etc.]
-
- 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
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12361—All metal or with adjacent metals having aperture or cut
-
- 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
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12389—All metal or with adjacent metals having variation in thickness
-
- 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
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Architecture (AREA)
- Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Compounds Of Alkaline-Earth Elements, Aluminum Or Rare-Earth Metals (AREA)
- Crystals, And After-Treatments Of Crystals (AREA)
- Moulds For Moulding Plastics Or The Like (AREA)
- Compositions Of Oxide Ceramics (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 極めて薄い壁を有する構造体を形成できるよ
うにする。 【構成】 少なくとも一部がセラミックシェルにより画
定された約０．７６２ｍｍ以下の厚さを有するモールド
キャビティ内へ融解合金を射出するのに、該モールドキ
ャビティ全体を熔融金属で満たさせると共に、当該合金
の射出圧力でセラミックシェルにクリープを生じさせな
いように、当該射出工程中、合金の射出圧力を減少させ
る。
うにする。 【構成】 少なくとも一部がセラミックシェルにより画
定された約０．７６２ｍｍ以下の厚さを有するモールド
キャビティ内へ融解合金を射出するのに、該モールドキ
ャビティ全体を熔融金属で満たさせると共に、当該合金
の射出圧力でセラミックシェルにクリープを生じさせな
いように、当該射出工程中、合金の射出圧力を減少させ
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、鋳造で作った高温適用
の薄壁構造体及びその製造方法に関し、特に、高温での
ガスの衝突に耐えることのできる薄壁中空構造体に関す
る。
の薄壁構造体及びその製造方法に関し、特に、高温での
ガスの衝突に耐えることのできる薄壁中空構造体に関す
る。
【０００２】
【従来の技術及びその問題点】複数のシート状材料（部
品）を積層して形成されるラミネート構造ではなく、１
部品構造（すなわち、複数の部品を持たない一つの部品
として形成される構造）の多重厚壁合金構造体は米国特
許第３，８０６，２７６号及び同第３，１９２，５７８
号各明細書に開示されている。該構造体は、内部に冷却
通路を備えており、冷却空気を内部から外表面に通すこ
とによって、当該構造体がさらされる高温に対抗するよ
うになっている。
品）を積層して形成されるラミネート構造ではなく、１
部品構造（すなわち、複数の部品を持たない一つの部品
として形成される構造）の多重厚壁合金構造体は米国特
許第３，８０６，２７６号及び同第３，１９２，５７８
号各明細書に開示されている。該構造体は、内部に冷却
通路を備えており、冷却空気を内部から外表面に通すこ
とによって、当該構造体がさらされる高温に対抗するよ
うになっている。
【０００３】高温衝突ガスに耐えることのできる薄壁を
有するラミネート構造体も既知である。例えば、このよ
うな構造体は、米国特許第４，２４５，７６９号、同第
４，０４２，１６２号、同第４，００４，０５６号、同
第３，９６３，３６８号、同第３，９５０，１１４号、
同第３，９３３，４４２号、同第３，８１０，７１１
号、同第３，７３２，０３１号、同第３，７２６，６０
４号、同第３，６９８，８３４号、同第３，７００，４
１８号、同第３，６４４，０５９号、同第３，６４４，
０６０号、同第３，６１９，０８２号、同第３，６１
６，１２５号、同第３，６１０，７６９号、同第３，６
０６，５７２号、同第３，６０６，５７３号、同第３，
５８４，９７２号、同第３，５２７，５４４号、同第
３，５２９，９０５号及び同第３，４９７，２７７号各
明細書に開示されている。このような構造体の薄壁はろ
う付け、溶接又は接着により別の薄壁又は厚い構造体に
ラミネート（積層）される。ラミネート方法は、合金に
直接影響を及ぼすか又は構造体の全体の高温性能を制限
するような高温ろう付け、溶接又は接着材料を含む。更
に、機械的な手段又はエッチングにより、これらの薄壁
の層に穴を明けなければならない場合があるが、これは
多大な時間とかなりの労力とを要し、高価となる。これ
らのラミネート薄壁構造体は、構造体を形成する合金の
融点より高い温度でのガス衝突に耐えることができる
が、構造体を製造する方法は、時間を要し、かなりの労
力を要し、極めて高価である。
有するラミネート構造体も既知である。例えば、このよ
うな構造体は、米国特許第４，２４５，７６９号、同第
４，０４２，１６２号、同第４，００４，０５６号、同
第３，９６３，３６８号、同第３，９５０，１１４号、
同第３，９３３，４４２号、同第３，８１０，７１１
号、同第３，７３２，０３１号、同第３，７２６，６０
４号、同第３，６９８，８３４号、同第３，７００，４
１８号、同第３，６４４，０５９号、同第３，６４４，
０６０号、同第３，６１９，０８２号、同第３，６１
６，１２５号、同第３，６１０，７６９号、同第３，６
０６，５７２号、同第３，６０６，５７３号、同第３，
５８４，９７２号、同第３，５２７，５４４号、同第
３，５２９，９０５号及び同第３，４９７，２７７号各
明細書に開示されている。このような構造体の薄壁はろ
う付け、溶接又は接着により別の薄壁又は厚い構造体に
ラミネート（積層）される。ラミネート方法は、合金に
直接影響を及ぼすか又は構造体の全体の高温性能を制限
するような高温ろう付け、溶接又は接着材料を含む。更
に、機械的な手段又はエッチングにより、これらの薄壁
の層に穴を明けなければならない場合があるが、これは
多大な時間とかなりの労力とを要し、高価となる。これ
らのラミネート薄壁構造体は、構造体を形成する合金の
融点より高い温度でのガス衝突に耐えることができる
が、構造体を製造する方法は、時間を要し、かなりの労
力を要し、極めて高価である。
【０００４】大半の従来の中空構造体鋳造方法では、セ
ラミックコアを使用している。これらのセラミックコア
は、融解合金がコアのまわりで固化するときにコアが圧
縮できるに十分な程度の低さの密度を有さねばならない
と一般に認識されてきた。また、セラミックコアが６０
％ないし７０％の密度を有する場合は、コアのまわりで
固化する融解合金によりコアがつぶれたり破壊されたり
すると一般に認識されてきた。また、このような低い密
度でしかも０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さい
厚さを有するセラミックコアは鋳造期間中につぶれたり
破壊したりすると一般に認識されてきた。従来のセラミ
ックコアの密度は５０％から６０％までの範囲のもので
ある。
ラミックコアを使用している。これらのセラミックコア
は、融解合金がコアのまわりで固化するときにコアが圧
縮できるに十分な程度の低さの密度を有さねばならない
と一般に認識されてきた。また、セラミックコアが６０
％ないし７０％の密度を有する場合は、コアのまわりで
固化する融解合金によりコアがつぶれたり破壊されたり
すると一般に認識されてきた。また、このような低い密
度でしかも０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さい
厚さを有するセラミックコアは鋳造期間中につぶれたり
破壊したりすると一般に認識されてきた。従来のセラミ
ックコアの密度は５０％から６０％までの範囲のもので
ある。
【０００５】１００％の密度を有する１００％の水晶ロ
ッドを使用したが、このような使用は湾曲状又は直線状
の孔又は中央通路の形成に限定されていた。現在まで、
高密度（７０％ないし９９％以上の密度）セラミックコ
アは薄い半径方向通路（ラジアル通路）を形成するため
に使用していなかった。一般に、タービン羽根の如きタ
ービンエンジンの部品において、半径方向通路とは部品
即ちタービン羽根の外側薄壁に平行な通路を意味する。
ッドを使用したが、このような使用は湾曲状又は直線状
の孔又は中央通路の形成に限定されていた。現在まで、
高密度（７０％ないし９９％以上の密度）セラミックコ
アは薄い半径方向通路（ラジアル通路）を形成するため
に使用していなかった。一般に、タービン羽根の如きタ
ービンエンジンの部品において、半径方向通路とは部品
即ちタービン羽根の外側薄壁に平行な通路を意味する。
【０００６】大きなコアのために高密度材料を使用する
と金属を破壊するものと一般に認識されている。融解合
金が大きな高密度コアのまわりで固化するとき、金属が
コアより速く収縮し、高密度コアのために破壊してしま
う。従って、融解合金の速い収縮速度を補償し、金属の
破壊を阻止するために、従来は、低密度コアを使用して
きた。
と金属を破壊するものと一般に認識されている。融解合
金が大きな高密度コアのまわりで固化するとき、金属が
コアより速く収縮し、高密度コアのために破壊してしま
う。従って、融解合金の速い収縮速度を補償し、金属の
破壊を阻止するために、従来は、低密度コアを使用して
きた。
【０００７】従来技術において認められる別の問題点は
鋳造期間中の顕著な歪みの問題である。現在まで、鋳造
部品のこのような顕著な歪みは「モールドバックル」と
して知られる現象により生じるものと一般に認識されて
きた。この「モールドバックル」はコア及びパターンの
まわりでのシェルの形成工程において生じる。連続する
シェル層の１つが十分に乾燥しない場合、この層はパタ
ーンから離れるように移動して、モールドに「バック
ル」を生じさせ、歪んだ鋳造形状を生じさせてしまう。
現在まで、鋳造形状の歪みがシェルのクリープにより生
じるとは認識されていなかった。
鋳造期間中の顕著な歪みの問題である。現在まで、鋳造
部品のこのような顕著な歪みは「モールドバックル」と
して知られる現象により生じるものと一般に認識されて
きた。この「モールドバックル」はコア及びパターンの
まわりでのシェルの形成工程において生じる。連続する
シェル層の１つが十分に乾燥しない場合、この層はパタ
ーンから離れるように移動して、モールドに「バック
ル」を生じさせ、歪んだ鋳造形状を生じさせてしまう。
現在まで、鋳造形状の歪みがシェルのクリープにより生
じるとは認識されていなかった。
【０００８】ガスタービン羽根の如きラミネート薄壁構
造体の従来の製造方法においては、薄壁は極めて薄い肉
厚に冷間圧延された金属により提供される。次いで、冷
間圧延金属をエッチングまたは機械加工して、その表面
に小さな穴を形成する。これらの小さな穴は、ガスター
ビン羽根に高温ガスが衝突するときに薄い壁にわたって
冷却空気フィルムを形成する。この冷間圧延金属はター
ビン羽根の外壁を提供するように湾曲形状に形成し接着
（または、薄壁から羽根の主本体への熱伝達を提供する
に十分な程度に溶着）しなければならない。この形成工
程において、壁の穴に歪みが生じる場合がある。穴が適
正に位置していなかったり、金属が十分に接着していな
かった場合は、羽根上のある領域にホットスポットが発
生し、生産率が制限されてしまう。更に、冷間圧延金属
は後に熱処理せねばならず、この熱処理により、羽根の
表面にわたっての熱伝達特性が変化してしまい、これは
好ましくない。
造体の従来の製造方法においては、薄壁は極めて薄い肉
厚に冷間圧延された金属により提供される。次いで、冷
間圧延金属をエッチングまたは機械加工して、その表面
に小さな穴を形成する。これらの小さな穴は、ガスター
ビン羽根に高温ガスが衝突するときに薄い壁にわたって
冷却空気フィルムを形成する。この冷間圧延金属はター
ビン羽根の外壁を提供するように湾曲形状に形成し接着
（または、薄壁から羽根の主本体への熱伝達を提供する
に十分な程度に溶着）しなければならない。この形成工
程において、壁の穴に歪みが生じる場合がある。穴が適
正に位置していなかったり、金属が十分に接着していな
かった場合は、羽根上のある領域にホットスポットが発
生し、生産率が制限されてしまう。更に、冷間圧延金属
は後に熱処理せねばならず、この熱処理により、羽根の
表面にわたっての熱伝達特性が変化してしまい、これは
好ましくない。
【０００９】他の鋳造上の問題は極めて壊れ易く脆いセ
ラミックコアに起因する。このような問題はコアの厚さ
及び密度を減少させればさせるほど深刻になる。
ラミックコアに起因する。このような問題はコアの厚さ
及び密度を減少させればさせるほど深刻になる。
【００１０】現在のところ、迅速にしかも比較的安価に
かつさほど労力を要せずに得られる鋳造で作った高温適
用の薄壁構造体及びその製造方法を要求している。この
要求を満たす手段は今まで存在しなかった。
かつさほど労力を要せずに得られる鋳造で作った高温適
用の薄壁構造体及びその製造方法を要求している。この
要求を満たす手段は今まで存在しなかった。
【００１１】
【発明の構成並びに作用効果】本発明に係る物品の特徴
とするところは、１．０１６ｍｍより小さな厚さを持つ
少なくとも１つの極めて薄い壁を有する１部品構造で一
回の鋳造で作られる多重壁合金構造体を備えていること
である。本発明はまた、鋳造方法、合金鋳造モールド及
びコアにも関する。
とするところは、１．０１６ｍｍより小さな厚さを持つ
少なくとも１つの極めて薄い壁を有する１部品構造で一
回の鋳造で作られる多重壁合金構造体を備えていること
である。本発明はまた、鋳造方法、合金鋳造モールド及
びコアにも関する。
【００１２】本発明は、寸法上の精確さ及び０．７６ｍ
ｍ（０．０３インチ）より小さな厚さを有する薄壁中空
構造体を反復可能な状態でしかも信頼をもって製造又は
鋳造するための手段を実現させるような種々の現象や作
用の発見に基づく。例えば、本発明は、セラミックシェ
ルのクリープの問題がキャビティ内への融解合金の射出
圧力を制御することにより解決できるという発見を含
む。射出圧力はシェルにクリープを生じさせずに０．７
６ｍｍ（０．０３インチ）より小さな厚さを有する壁を
鋳造するために時間の関数として制御するとよい。
ｍ（０．０３インチ）より小さな厚さを有する薄壁中空
構造体を反復可能な状態でしかも信頼をもって製造又は
鋳造するための手段を実現させるような種々の現象や作
用の発見に基づく。例えば、本発明は、セラミックシェ
ルのクリープの問題がキャビティ内への融解合金の射出
圧力を制御することにより解決できるという発見を含
む。射出圧力はシェルにクリープを生じさせずに０．７
６ｍｍ（０．０３インチ）より小さな厚さを有する壁を
鋳造するために時間の関数として制御するとよい。
【００１３】本発明は、薄い（狭い）キャビティを合金
で満たした後にヘッド（水頭）圧力を逃すためのオリフ
ィスを使用することによりキャビティ内への合金の射出
圧力を時間の関数として変化させることができるという
発見を含む。
で満たした後にヘッド（水頭）圧力を逃すためのオリフ
ィスを使用することによりキャビティ内への合金の射出
圧力を時間の関数として変化させることができるという
発見を含む。
【００１４】本発明は、７０％より大きな密度（好まし
くは、９９％又はそれ以上の密度）を有する薄いコアを
使用することにより０．１２７ｍｍないし０．３８１ｍ
ｍの極めて薄い（狭い）通路を形成できるという発見を
含む。
くは、９９％又はそれ以上の密度）を有する薄いコアを
使用することにより０．１２７ｍｍないし０．３８１ｍ
ｍの極めて薄い（狭い）通路を形成できるという発見を
含む。
【００１５】本発明は、固化する合金に囲まれてもつぶ
れたり壊れたりせずに、０．１２７ｍｍないし０．３８
１ｍｍの厚さ及び７０％より大きな密度を有する薄いコ
アを形成できるという発見を含む。
れたり壊れたりせずに、０．１２７ｍｍないし０．３８
１ｍｍの厚さ及び７０％より大きな密度を有する薄いコ
アを形成できるという発見を含む。
【００１６】本発明は、鋳造により０．１２７ｍｍない
し０．３８１ｍｍの幅を有する狭いラジアル通路を形成
するためにこのような薄いコアを使用することができ、
このような通路を０．１２７ｍｍないし０．７６２ｍｍ
の厚さを有する薄い外壁に実質上平行に形成できるとい
う発見を含む。
し０．３８１ｍｍの幅を有する狭いラジアル通路を形成
するためにこのような薄いコアを使用することができ、
このような通路を０．１２７ｍｍないし０．７６２ｍｍ
の厚さを有する薄い外壁に実質上平行に形成できるとい
う発見を含む。
【００１７】本発明は、生産率を減少させずに、０．１
２７ｍｍないし０．３８１ｍｍの厚さを有するコアをコ
ア形成方法、パターン形成方法及び鋳造方法に使用でき
るという発見を含む。
２７ｍｍないし０．３８１ｍｍの厚さを有するコアをコ
ア形成方法、パターン形成方法及び鋳造方法に使用でき
るという発見を含む。
【００１８】本発明は、薄壁構造体内に極めて小さい穴
を形成するため及び鋳造期間中上述の薄いコアを適所に
保持するために、０．１２７ｍｍないし１３．９７ｍｍ
の最小寸法を有する高密度セラミックコア（好ましく
は、水晶コア）を使用して構造体を鋳造できるという発
見を含む。これらのコアは任意の形状でよい。
を形成するため及び鋳造期間中上述の薄いコアを適所に
保持するために、０．１２７ｍｍないし１３．９７ｍｍ
の最小寸法を有する高密度セラミックコア（好ましく
は、水晶コア）を使用して構造体を鋳造できるという発
見を含む。これらのコアは任意の形状でよい。
【００１９】本発明は、細い直径のロッドを収容し保持
するためのポケットをセラミックコア内にドリルで形成
できるという発見を含む。
するためのポケットをセラミックコア内にドリルで形成
できるという発見を含む。
【００２０】本発明は、セラミックコア、細いロッド及
び薄いセラミクコア構造を使用することにより、極めて
薄い外壁と、内壁と、これらの間の極めて狭い通路とを
有する１部品構造の中空多重壁構造体を鋳造できるとい
う発見を含む。
び薄いセラミクコア構造を使用することにより、極めて
薄い外壁と、内壁と、これらの間の極めて狭い通路とを
有する１部品構造の中空多重壁構造体を鋳造できるとい
う発見を含む。
【００２１】本発明は、第１セラミックコアを形成し、
金属を所望する領域においてワックス又はプラスチック
のパターンで第１セラミックコアを被覆し、このパター
ン上に極めて薄い湾曲したセラミックコアを配置し、こ
の極めて薄いセラミックコア及びパターンを貫通して第
１セラミックコア内へ延びる孔をドリルで形成し、この
孔にロッドを挿通して第１セラミックコアのポケット内
にこのロッドを収容させ、金属の薄い壁を所望する領域
においてワックスまたはプラスチックのパターンの薄い
層で極めて薄いセラミックコアを被覆し、薄いセラミッ
クコアを湾曲形状に保持するのに力が必要となるような
所定の位置で傾斜ポケットを薄いセラミックコア内に形
成するために、ワックス又はプラスチックのパターンの
薄い層を貫通して薄いセラミックコア内へ延びる孔を形
成し、外側ロッドの一部をワックス又はプラスチックの
パターンの薄い層の孔に挿入してこのロッドを薄いセラ
ミックコアのポケット内に収容させて、構造体の鋳造時
に、薄い層を貫通して薄いセラミックコアのポケット内
へ延びるか第１セラミックコアのポケット内へ延びる通
路を提供し、ワックス又はプラスチックのパターンの薄
い層及び外側ロッドの他の部分をセラミックシェルで覆
うことにより、極めて薄い湾曲したコアを鋳造モールド
内で適所に保持できるという発見を含む。
金属を所望する領域においてワックス又はプラスチック
のパターンで第１セラミックコアを被覆し、このパター
ン上に極めて薄い湾曲したセラミックコアを配置し、こ
の極めて薄いセラミックコア及びパターンを貫通して第
１セラミックコア内へ延びる孔をドリルで形成し、この
孔にロッドを挿通して第１セラミックコアのポケット内
にこのロッドを収容させ、金属の薄い壁を所望する領域
においてワックスまたはプラスチックのパターンの薄い
層で極めて薄いセラミックコアを被覆し、薄いセラミッ
クコアを湾曲形状に保持するのに力が必要となるような
所定の位置で傾斜ポケットを薄いセラミックコア内に形
成するために、ワックス又はプラスチックのパターンの
薄い層を貫通して薄いセラミックコア内へ延びる孔を形
成し、外側ロッドの一部をワックス又はプラスチックの
パターンの薄い層の孔に挿入してこのロッドを薄いセラ
ミックコアのポケット内に収容させて、構造体の鋳造時
に、薄い層を貫通して薄いセラミックコアのポケット内
へ延びるか第１セラミックコアのポケット内へ延びる通
路を提供し、ワックス又はプラスチックのパターンの薄
い層及び外側ロッドの他の部分をセラミックシェルで覆
うことにより、極めて薄い湾曲したコアを鋳造モールド
内で適所に保持できるという発見を含む。
【００２２】本発明は、セラミックシェルに最も近い面
上での上述のワックス又はプラスチックのパターンの薄
い層をサンドブラストすることにより、セラミックシェ
ルを使用したことにより生じる鋳造物の壁における欠陥
を排除できるという発見を含む。
上での上述のワックス又はプラスチックのパターンの薄
い層をサンドブラストすることにより、セラミックシェ
ルを使用したことにより生じる鋳造物の壁における欠陥
を排除できるという発見を含む。
【００２３】本発明は、平滑な外表面を有し、約０．１
２７ｍｍほどの薄い壁厚を有する鋳造により形成した薄
壁構造体を製造する手段の発見を含む。
２７ｍｍほどの薄い壁厚を有する鋳造により形成した薄
壁構造体を製造する手段の発見を含む。
【００２４】本発明は、２３１７℃（４３００°Ｆ）又
はそれ以上の高い温度での衝突ガスに耐えることのでき
る鋳造により形成した薄壁中空構造体の発見を含む。
はそれ以上の高い温度での衝突ガスに耐えることのでき
る鋳造により形成した薄壁中空構造体の発見を含む。
【００２５】本発明の他の利点は、コアが高密度のため
レーザーを使用して薄いセラミックコアを更に詳細な形
状に形成できることである。
レーザーを使用して薄いセラミックコアを更に詳細な形
状に形成できることである。
【００２６】本発明は図８に示すような約０．７６２ｍ
ｍより小さな厚さをそれぞれ有する薄い多重壁を備えた
構造体を製造するために使用できる。
ｍより小さな厚さをそれぞれ有する薄い多重壁を備えた
構造体を製造するために使用できる。
【００２７】本発明の構造体は、従来のラミネート薄壁
構造体に比べて、一層軽量で、一層の高温耐久力を有
し、一層強靭であり、遥かに安価に製造できる。
構造体に比べて、一層軽量で、一層の高温耐久力を有
し、一層強靭であり、遥かに安価に製造できる。
【００２８】それぞれ０．７６２ｍｍより小さな厚さを
有する２０個以上の薄壁を備えた多重壁構造体を作るの
に本発明の技術を使用できる。
有する２０個以上の薄壁を備えた多重壁構造体を作るの
に本発明の技術を使用できる。
【００２９】
【実施例】本発明の技術は、等軸、方向性固化及び単結
晶合金方法を使用する薄壁中空構造体の製造に使用でき
る。等軸、方向性固化及び単結晶合金構造体を製造する
ための種々の技術が知られている。本発明は単結晶鋳造
技術を使用する極薄壁構造体の製造に特に適する。この
ような単結晶鋳造技術の１つを図７に示し、この図に
は、水冷冷却板１０２に担持されモールドヒータ１０４
内に収容された鋳造モールド１００を示す。鋳造炉１０
６は真空装置１０８と、融解合金をモールド１００内へ
注入するための誘導融解るつぼ１１０とを有する。融解
合金をモールド内へ注入した後、モールドはエレベータ
１１２により炉からゆっくり排出される。
晶合金方法を使用する薄壁中空構造体の製造に使用でき
る。等軸、方向性固化及び単結晶合金構造体を製造する
ための種々の技術が知られている。本発明は単結晶鋳造
技術を使用する極薄壁構造体の製造に特に適する。この
ような単結晶鋳造技術の１つを図７に示し、この図に
は、水冷冷却板１０２に担持されモールドヒータ１０４
内に収容された鋳造モールド１００を示す。鋳造炉１０
６は真空装置１０８と、融解合金をモールド１００内へ
注入するための誘導融解るつぼ１１０とを有する。融解
合金をモールド内へ注入した後、モールドはエレベータ
１１２により炉からゆっくり排出される。
【００３０】一般に、単結晶鋳造においては、成形（モ
ールド）温度は少なくとも１５３８℃（２８００°Ｆ）
に高められているのが好ましく、単結晶超合金は１５３
８℃（２８００°Ｆ）に加熱され、単結晶は約２５４ｍ
ｍ／ｈ（毎時１０インチ）でゆっくり成長する。一般
に、等軸方法に対しては、モールド温度は約９８２℃
（１８００°Ｆ）に高められ、等軸合金温度は１５３８
℃（２８００°Ｆ）に高められ、合金は毎分１ｍｍの速
度で固化される。
ールド）温度は少なくとも１５３８℃（２８００°Ｆ）
に高められているのが好ましく、単結晶超合金は１５３
８℃（２８００°Ｆ）に加熱され、単結晶は約２５４ｍ
ｍ／ｈ（毎時１０インチ）でゆっくり成長する。一般
に、等軸方法に対しては、モールド温度は約９８２℃
（１８００°Ｆ）に高められ、等軸合金温度は１５３８
℃（２８００°Ｆ）に高められ、合金は毎分１ｍｍの速
度で固化される。
【００３１】種々の型式の超合金及びその製法が当業界
で知られている。最も関心のある合金はニッケル、クロ
ム、アルミニウム及びその他の物質の複合混合物であ
る。
で知られている。最も関心のある合金はニッケル、クロ
ム、アルミニウム及びその他の物質の複合混合物であ
る。
【００３２】０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より薄い
少なくとも１つの壁を有する多重壁構造体を鋳造するた
めの従来の試みは、「シェルクリープ」として知られた
現象により不成功に終わっていた。０．７６ｍｍ（０．
０３インチ）より狭い通路を融解合金で完全に満たすた
めには、かなりののヘッド圧力が必要である。しかし、
このような鋳造方法に使用するセラミックシェルはこれ
らの狭い通路を満たすに必要なヘッド圧力に耐えるに十
分な強度を有さない。その結果、ヘッド圧力がシェルの
壁に外向きのクリープを生じさせ、モールドを歪ませ、
鋳造製品を許容できないものにしてしまう。この問題
は、単結晶封鎖鋳造の如き遅い固化を伴う高温での鋳造
の場合に特に厄介である。
少なくとも１つの壁を有する多重壁構造体を鋳造するた
めの従来の試みは、「シェルクリープ」として知られた
現象により不成功に終わっていた。０．７６ｍｍ（０．
０３インチ）より狭い通路を融解合金で完全に満たすた
めには、かなりののヘッド圧力が必要である。しかし、
このような鋳造方法に使用するセラミックシェルはこれ
らの狭い通路を満たすに必要なヘッド圧力に耐えるに十
分な強度を有さない。その結果、ヘッド圧力がシェルの
壁に外向きのクリープを生じさせ、モールドを歪ませ、
鋳造製品を許容できないものにしてしまう。この問題
は、単結晶封鎖鋳造の如き遅い固化を伴う高温での鋳造
の場合に特に厄介である。
【００３３】図１は圧力下で融解合金を射出する前の標
準のモールドの縦断面図である。図１において、地点Ａ
−Ｂの部分は合金チャージリザーバを表し、地点Ｂ−Ｃ
はチャージランナーを表し、地点Ｃ−Ｄは鋳造すべき部
品の実際の形状を表す。図２は持続する融解合金の射出
ヘッド圧力によるモールドの歪みを示す縦断面図であ
る。図２から分かるように、融解合金の射出期間中にヘ
ッド圧力を維持すると、壁は所望のものよりも厚くなっ
てしまう。地点Ｄ−Ｅは実質的なヘッド圧力下での「シ
ェルクリープ」による鋳造シェルの歪みを示す。従来の
方法を用いた場合、「シェルクリープ」現象は構造体の
鋳造における寸法精度を損ねてしまう。
準のモールドの縦断面図である。図１において、地点Ａ
−Ｂの部分は合金チャージリザーバを表し、地点Ｂ−Ｃ
はチャージランナーを表し、地点Ｃ−Ｄは鋳造すべき部
品の実際の形状を表す。図２は持続する融解合金の射出
ヘッド圧力によるモールドの歪みを示す縦断面図であ
る。図２から分かるように、融解合金の射出期間中にヘ
ッド圧力を維持すると、壁は所望のものよりも厚くなっ
てしまう。地点Ｄ−Ｅは実質的なヘッド圧力下での「シ
ェルクリープ」による鋳造シェルの歪みを示す。従来の
方法を用いた場合、「シェルクリープ」現象は構造体の
鋳造における寸法精度を損ねてしまう。
【００３４】本発明は、約０．７６ｍｍ（０．０３イン
チ）より小さな厚さを有するキャビティ内への融解合金
射出圧力を時間の関数として変化させることによりセラ
ミックシェルの「クリープ」の問題を解決できるという
発見に基づく。この概念を図３にグラフで示す。これを
達成する手段の１つを図４に示す。
チ）より小さな厚さを有するキャビティ内への融解合金
射出圧力を時間の関数として変化させることによりセラ
ミックシェルの「クリープ」の問題を解決できるという
発見に基づく。この概念を図３にグラフで示す。これを
達成する手段の１つを図４に示す。
【００３５】図４は約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）
より薄い壁を備えた構造体を製造するためのキャビティ
１２を有する部分モールド１１を具備したセラミックシ
ェル１０を示す。融解合金はキャビティ１２内へ射出さ
れ、固化されて所望の構造体となる。合金チャージライ
ン１４は所望の構造体のために指定されたモールドキャ
ビティ１２の領域の上方に位置する。融解合金は容器１
５により画定されたリザーバ１６から供給され、合金チ
ャージライン１４を通ってモールド１１の構造体用キャ
ビティ１２へ送られる。チャージ圧力制御手段はモール
ド１１の構造体用キャビティ１２の上方に位置し合金チ
ャージライン１４に接続した制御オリフィス１８、及
び、キャビティ１２が満たされた後に過剰の合金を除去
し、融解合金のヘッド圧力を減少させ、セラミックシェ
ルの不当な「クリープ」を排除する逃しライン２０によ
り構成される。逃しライン２０は過剰合金リザーバ２２
に連通する。好ましくは、過剰合金リザーバ２２は合金
リザーバ１６の真下に位置し、容器１５を支持する中空
柱２４により形成される。複数個の部分モールド１１を
柱２４のまわりの半径方向に設けて、これらに関連する
複数個のチャージライン１４及び逃しライン２０を設け
るとよい。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より薄い
壁を鋳造するためのヘッド圧力の典型的な範囲は、約
８．３０Ｍｇ／ｍ3（０．３ｌｂｓ／ｉｎ3）の密度を有
するニッケルベースの超合金の場合は、約２５４ｍｍ
（１０インチ）から約３５６ｍｍ（１４インチ）までの
範囲である。この技術は、０．７６ｍｍ（０．０３イン
チ）より小さな厚さと、１．５２ｍ（５フィート）まで
の高さと、０．６１ｍ（２フィート）までの幅とを有す
るキャビティを満たすために使用してもよい。
より薄い壁を備えた構造体を製造するためのキャビティ
１２を有する部分モールド１１を具備したセラミックシ
ェル１０を示す。融解合金はキャビティ１２内へ射出さ
れ、固化されて所望の構造体となる。合金チャージライ
ン１４は所望の構造体のために指定されたモールドキャ
ビティ１２の領域の上方に位置する。融解合金は容器１
５により画定されたリザーバ１６から供給され、合金チ
ャージライン１４を通ってモールド１１の構造体用キャ
ビティ１２へ送られる。チャージ圧力制御手段はモール
ド１１の構造体用キャビティ１２の上方に位置し合金チ
ャージライン１４に接続した制御オリフィス１８、及
び、キャビティ１２が満たされた後に過剰の合金を除去
し、融解合金のヘッド圧力を減少させ、セラミックシェ
ルの不当な「クリープ」を排除する逃しライン２０によ
り構成される。逃しライン２０は過剰合金リザーバ２２
に連通する。好ましくは、過剰合金リザーバ２２は合金
リザーバ１６の真下に位置し、容器１５を支持する中空
柱２４により形成される。複数個の部分モールド１１を
柱２４のまわりの半径方向に設けて、これらに関連する
複数個のチャージライン１４及び逃しライン２０を設け
るとよい。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より薄い
壁を鋳造するためのヘッド圧力の典型的な範囲は、約
８．３０Ｍｇ／ｍ3（０．３ｌｂｓ／ｉｎ3）の密度を有
するニッケルベースの超合金の場合は、約２５４ｍｍ
（１０インチ）から約３５６ｍｍ（１４インチ）までの
範囲である。この技術は、０．７６ｍｍ（０．０３イン
チ）より小さな厚さと、１．５２ｍ（５フィート）まで
の高さと、０．６１ｍ（２フィート）までの幅とを有す
るキャビティを満たすために使用してもよい。
【００３６】本発明は、約７０％より大きい（好ましく
は、約９９％又はそれより大きい）密度を有する薄いコ
アを使用して約０．１２７ないし０．３８１ｍｍ（０．
００５ないし０．０１５インチ）の幅を有する極めて薄
い通路を形成できるという発見に基づく。本発明は約
０．１２７ないし約０．５０８ｍｍ（０．００５ないし
０．０２０インチ）より小さな厚さを有し、約９９％よ
り大きな密度を有する薄いコアを利用する。これらのコ
アはセラミック材料又はプラスチック材料で作る。この
ようなコアの高密度がコア製造、ワックスパターン製
造、成形及び鋳造に耐えるに十分な強度をコアに与える
ことが分かった。このような薄いコアに使用する適当な
材料は、普通水晶と呼ばれているシリカ（ＳｉＯ2）材
料である。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さ
い厚さを有する極めて薄いコアは、これに穴を形成する
前又は後に形成される。
は、約９９％又はそれより大きい）密度を有する薄いコ
アを使用して約０．１２７ないし０．３８１ｍｍ（０．
００５ないし０．０１５インチ）の幅を有する極めて薄
い通路を形成できるという発見に基づく。本発明は約
０．１２７ないし約０．５０８ｍｍ（０．００５ないし
０．０２０インチ）より小さな厚さを有し、約９９％よ
り大きな密度を有する薄いコアを利用する。これらのコ
アはセラミック材料又はプラスチック材料で作る。この
ようなコアの高密度がコア製造、ワックスパターン製
造、成形及び鋳造に耐えるに十分な強度をコアに与える
ことが分かった。このような薄いコアに使用する適当な
材料は、普通水晶と呼ばれているシリカ（ＳｉＯ2）材
料である。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さ
い厚さを有する極めて薄いコアは、これに穴を形成する
前又は後に形成される。
【００３７】極めて薄いセラミックコアは、合金鋳造温
度に耐えることができ強酸などで容易に除去できるか灰
を伴わずに焼失できる種々の材料で作ることができる。
極めて薄いセラミックコアのための好ましい材料は水晶
である。図６はレーザにより表面にパターンを形成され
た適当な薄いセラミックコアを示す。パターンは熱交換
ための表面積を増大させるために鋳造部品においてチャ
ンネルやペデスタルを形成する。
度に耐えることができ強酸などで容易に除去できるか灰
を伴わずに焼失できる種々の材料で作ることができる。
極めて薄いセラミックコアのための好ましい材料は水晶
である。図６はレーザにより表面にパターンを形成され
た適当な薄いセラミックコアを示す。パターンは熱交換
ための表面積を増大させるために鋳造部品においてチャ
ンネルやペデスタルを形成する。
【００３８】本発明は、薄壁構造体内に極めて小さな穴
を形成するとともに薄いコアを適所に保持するための、
約２．２９ないし約１４．０ｍｍ（０．０９ないし約
０．５５インチ）の直径を有するロッドを使用して鋳造
を行う。穴（孔）は所望の目的に応じてロッドのほかに
種々の形状のものにより形成できる。本発明において
は、薄壁内の穴は、それが薄壁の表面上で完全な位置に
位置するように配置したロッドを使用することにより、
精確に形成される。このようなロッドの使用は、穴を有
する湾曲表面が必要な場合に特に有利である。薄壁の湾
曲表面に機械加工で穴を形成するのは極めて困難であ
り、多大な時間を要し、高価となる。本発明において
は、極めて小さな穴を有する構造体を鋳造するのにロッ
ドを使用し、機械加工を排除する。しかし、このように
するためには、ロッドをコアに設けたポケット内に収容
しなければならない。ポケットはコアをモールド成形中
に形成してもよいし、ドリル加工やレーザー加工の如き
種々の手段により、モールド成形したコアに後で形成し
てもよい。
を形成するとともに薄いコアを適所に保持するための、
約２．２９ないし約１４．０ｍｍ（０．０９ないし約
０．５５インチ）の直径を有するロッドを使用して鋳造
を行う。穴（孔）は所望の目的に応じてロッドのほかに
種々の形状のものにより形成できる。本発明において
は、薄壁内の穴は、それが薄壁の表面上で完全な位置に
位置するように配置したロッドを使用することにより、
精確に形成される。このようなロッドの使用は、穴を有
する湾曲表面が必要な場合に特に有利である。薄壁の湾
曲表面に機械加工で穴を形成するのは極めて困難であ
り、多大な時間を要し、高価となる。本発明において
は、極めて小さな穴を有する構造体を鋳造するのにロッ
ドを使用し、機械加工を排除する。しかし、このように
するためには、ロッドをコアに設けたポケット内に収容
しなければならない。ポケットはコアをモールド成形中
に形成してもよいし、ドリル加工やレーザー加工の如き
種々の手段により、モールド成形したコアに後で形成し
てもよい。
【００３９】本発明は、ドリル加工すべきセラミックコ
アが従来のような保護コーティングを有さない場合に
は、ポケット２６（図５）をセラミックコア２８にドリ
ル加工することができるという発見を含む。本発明はセ
ラミックコア上での保護コーティングの使用を排除す
る。図５に示すように、保護コーティングを有さないセ
ラミックコア２８をドリル加工してポケット２６を形成
し、それにロッド３０を入れて鋳造シェル４４と主コア
２８との間に一定の関係を維持した状態で薄いセラミッ
クコア３２を保持し、主コア２８により形成される空間
から薄いセラミックコア３２により形成される狭い空間
への通路が形成されるようにする。ポケット２６はロッ
ド３０を収容するのに十分な大きさを有するが、ロッド
を所定の位置にしっかりと保持し、鋳造中のロッド又は
セラミックコアの熱膨張に耐えるのに十分な寸法とされ
る。一般に、ロッド３０の直径より約０．０１２７ない
し約０．０２５４ｍｍ（０．０００５ないし約０．００
１インチ）の範囲だけ大きいクリアランスで十分であ
る。ロッド３０は水晶、Ａｌ2Ｏ3、その他の同様の材料
で作るとよい。
アが従来のような保護コーティングを有さない場合に
は、ポケット２６（図５）をセラミックコア２８にドリ
ル加工することができるという発見を含む。本発明はセ
ラミックコア上での保護コーティングの使用を排除す
る。図５に示すように、保護コーティングを有さないセ
ラミックコア２８をドリル加工してポケット２６を形成
し、それにロッド３０を入れて鋳造シェル４４と主コア
２８との間に一定の関係を維持した状態で薄いセラミッ
クコア３２を保持し、主コア２８により形成される空間
から薄いセラミックコア３２により形成される狭い空間
への通路が形成されるようにする。ポケット２６はロッ
ド３０を収容するのに十分な大きさを有するが、ロッド
を所定の位置にしっかりと保持し、鋳造中のロッド又は
セラミックコアの熱膨張に耐えるのに十分な寸法とされ
る。一般に、ロッド３０の直径より約０．０１２７ない
し約０．０２５４ｍｍ（０．０００５ないし約０．００
１インチ）の範囲だけ大きいクリアランスで十分であ
る。ロッド３０は水晶、Ａｌ2Ｏ3、その他の同様の材料
で作るとよい。
【００４０】本発明は鋳造中に極めて薄い湾曲したコア
３２を適所に保持する方法にも関連する。本発明によれ
ば、第１セラミックコア２８を準備し、金属を所望する
領域をワックス又はプラスチックの第１パターン３４で
被覆する。次いで、湾曲した極めて薄いコア３２を第１
パターン３４上に配置し、最初は位置決めピン（図示せ
ず）で位置決めする。位置決めピンは薄いコア３２の隅
部近傍に配置し、パターン３４内へ延出し、次に行う穴
形成工程中に、薄いコアを適所に一時的に保持する。穴
は、薄いセラミックコア３２、パターン３４を貫通して
第１セラミックコア２８内にまでドリルで形成する。小
さな直径のロッド３０は穴を通して挿入され、第１セラ
ミックコア２８に形成したポケット２６内へ収容され
る。次いで、極めて薄いセラミックコア３２をワックス
又はプラスチック（又は他の適当な材料）の薄いパター
ン３６で覆う。薄いパターン３６を貫通して薄いセラミ
ックコア３２内まで、傾斜した角度で穴をドリル形成
し、薄いセラミックコア３２をその湾曲形状に保持する
のに力を要するような所定の位置にポケット３８を形成
する。薄いセラミックコア３２は、弾力性即ち弾性を有
し、例えばガスタービン羽根を作るに必要な湾曲形状か
ら変形してしまう可能性がある。外側ロッド４０の一部
を薄いパターン３６の穴を通して挿入し、薄いセラミッ
クコア３２のポケット３８内に収容させる。最後に、薄
いパターン３６及び外側ロッド４０の他の部分をセラミ
ックシェル４４で覆う。
３２を適所に保持する方法にも関連する。本発明によれ
ば、第１セラミックコア２８を準備し、金属を所望する
領域をワックス又はプラスチックの第１パターン３４で
被覆する。次いで、湾曲した極めて薄いコア３２を第１
パターン３４上に配置し、最初は位置決めピン（図示せ
ず）で位置決めする。位置決めピンは薄いコア３２の隅
部近傍に配置し、パターン３４内へ延出し、次に行う穴
形成工程中に、薄いコアを適所に一時的に保持する。穴
は、薄いセラミックコア３２、パターン３４を貫通して
第１セラミックコア２８内にまでドリルで形成する。小
さな直径のロッド３０は穴を通して挿入され、第１セラ
ミックコア２８に形成したポケット２６内へ収容され
る。次いで、極めて薄いセラミックコア３２をワックス
又はプラスチック（又は他の適当な材料）の薄いパター
ン３６で覆う。薄いパターン３６を貫通して薄いセラミ
ックコア３２内まで、傾斜した角度で穴をドリル形成
し、薄いセラミックコア３２をその湾曲形状に保持する
のに力を要するような所定の位置にポケット３８を形成
する。薄いセラミックコア３２は、弾力性即ち弾性を有
し、例えばガスタービン羽根を作るに必要な湾曲形状か
ら変形してしまう可能性がある。外側ロッド４０の一部
を薄いパターン３６の穴を通して挿入し、薄いセラミッ
クコア３２のポケット３８内に収容させる。最後に、薄
いパターン３６及び外側ロッド４０の他の部分をセラミ
ックシェル４４で覆う。
【００４１】薄いコア３２は、コア及び保持ロッドの幾
何学関係により適所に保持することもできる。ロッド
は、このロッドの長手軸線がこの軸線の近傍でのコアの
湾曲表面に対する接線に関して直角（９０°）又はそれ
以上の角度となるように、薄い湾曲コアに挿通するとよ
い。この構成により、コアの移動を阻止できる。
何学関係により適所に保持することもできる。ロッド
は、このロッドの長手軸線がこの軸線の近傍でのコアの
湾曲表面に対する接線に関して直角（９０°）又はそれ
以上の角度となるように、薄い湾曲コアに挿通するとよ
い。この構成により、コアの移動を阻止できる。
【００４２】薄いパターン３６、薄いコア３２及び第１
パターン３４を貫通して延び一端を鋳造シェル４４に担
持され他端を主コア２８に担持されたロッド４６を配置
することにより、実質的に直線状の空気通路を形成する
ことができる。一端を鋳造シェル４４に保持され薄いパ
ターン３６及び薄いコア３２を貫通して延びる第１ロッ
ド４８により、空気流のためのラビリンスを形成するこ
とができる。第２ロッド５０を第１ロッド４８から横断
方向に離して位置し、一端を主コア２８により保持し、
第１パターン３４及び薄いコア３２を貫通して延びるよ
うにする。これにより、部品を鋳造し、ロッド及びコア
を除去したとき、空気は部品の外表面から、薄いパター
ン３６に関連する薄い壁内の（ロッド４８により形成さ
れた）穴を垂直に通り、薄い壁に平行に薄いコア３２に
より形成された通路を通り、第１パターン３４に関連す
る壁の（ロッド５０により形成された）穴を垂直に通
り、主コア２８により残された空間へ流れる。この種の
ラビリンスは薄いパターン３６に関連する薄い壁との空
気接触を増長させ、薄壁の冷却効果を増大させ、これに
より、上述の他の特徴と組合さって、壁は２３７１℃
（４３００°Ｆ）又はそれ以上の温度での衝突ガスに耐
えることができる。その後、パターンを除去する場合、
ワックスパターンの場合は、全体のモールドを予熱して
ワックスをモールドから流出させ、融解合金のためのキ
ャビティを形成させ、コアは適所に強固に保持される。
次いで、合金を上述のようにモールド内で鋳造し、例え
ばカセイ溶液でロッド及びコアを除去する。
パターン３４を貫通して延び一端を鋳造シェル４４に担
持され他端を主コア２８に担持されたロッド４６を配置
することにより、実質的に直線状の空気通路を形成する
ことができる。一端を鋳造シェル４４に保持され薄いパ
ターン３６及び薄いコア３２を貫通して延びる第１ロッ
ド４８により、空気流のためのラビリンスを形成するこ
とができる。第２ロッド５０を第１ロッド４８から横断
方向に離して位置し、一端を主コア２８により保持し、
第１パターン３４及び薄いコア３２を貫通して延びるよ
うにする。これにより、部品を鋳造し、ロッド及びコア
を除去したとき、空気は部品の外表面から、薄いパター
ン３６に関連する薄い壁内の（ロッド４８により形成さ
れた）穴を垂直に通り、薄い壁に平行に薄いコア３２に
より形成された通路を通り、第１パターン３４に関連す
る壁の（ロッド５０により形成された）穴を垂直に通
り、主コア２８により残された空間へ流れる。この種の
ラビリンスは薄いパターン３６に関連する薄い壁との空
気接触を増長させ、薄壁の冷却効果を増大させ、これに
より、上述の他の特徴と組合さって、壁は２３７１℃
（４３００°Ｆ）又はそれ以上の温度での衝突ガスに耐
えることができる。その後、パターンを除去する場合、
ワックスパターンの場合は、全体のモールドを予熱して
ワックスをモールドから流出させ、融解合金のためのキ
ャビティを形成させ、コアは適所に強固に保持される。
次いで、合金を上述のようにモールド内で鋳造し、例え
ばカセイ溶液でロッド及びコアを除去する。
【００４３】本発明は、セラミックシェルに最も近い面
上のワックス又はプラスチックの上記薄い層の表面張力
を減少させることにより、セラミックシェルを使用した
ときに生じる鋳造壁の欠陥を排除できるという発見を含
む。ワックス又はプラスチックパターンの表面張力を減
少させる１方法はパターンの外表面をサンドブラストす
ることである。
上のワックス又はプラスチックの上記薄い層の表面張力
を減少させることにより、セラミックシェルを使用した
ときに生じる鋳造壁の欠陥を排除できるという発見を含
む。ワックス又はプラスチックパターンの表面張力を減
少させる１方法はパターンの外表面をサンドブラストす
ることである。
【００４４】ワックスの上述の薄い層で薄いセラミック
コアを覆った後、ワックスの薄い層及び外側ロッドの他
の部分をセラミックシェルで覆う。セラミックシェルで
の被覆は、コロイド状のシリカ溶剤内にセラミック粒子
を有するスラリー内にワックスの薄い層を最初に浸すこ
とにより行われる。適当なセラミック粒子は約３２５の
メッシュサイズを有するとよい。次いで、モールドを乾
燥セラミック耐火粉末内に浸し、シェルに強度を与え
る。セラミックスラリーにモールドを浸し次いで乾燥セ
ラミック耐火粉末にモールドを浸す工程は、シェルの十
分な厚さ（例えば、約１２．７ｍｍ（１／２インチ）の
厚さ）が得られるまで繰り返す。セラミックスラリー及
び乾燥粉末は、各浸し工程期間中、１０％ないし３０％
の相対湿度で約２２ー２６℃（７２ー７８°Ｆ）の温度
にてオーブン内で乾燥せしめられる。
コアを覆った後、ワックスの薄い層及び外側ロッドの他
の部分をセラミックシェルで覆う。セラミックシェルで
の被覆は、コロイド状のシリカ溶剤内にセラミック粒子
を有するスラリー内にワックスの薄い層を最初に浸すこ
とにより行われる。適当なセラミック粒子は約３２５の
メッシュサイズを有するとよい。次いで、モールドを乾
燥セラミック耐火粉末内に浸し、シェルに強度を与え
る。セラミックスラリーにモールドを浸し次いで乾燥セ
ラミック耐火粉末にモールドを浸す工程は、シェルの十
分な厚さ（例えば、約１２．７ｍｍ（１／２インチ）の
厚さ）が得られるまで繰り返す。セラミックスラリー及
び乾燥粉末は、各浸し工程期間中、１０％ないし３０％
の相対湿度で約２２ー２６℃（７２ー７８°Ｆ）の温度
にてオーブン内で乾燥せしめられる。
【００４５】乾燥状態において、シェルは約０．０２５
４ｍｍから約０．０７６２ｍｍまで（１／１０００イン
チから３／１０００インチまで）の範囲の寸法を有する
ダスト粒子を生じさせる。モールドを加熱したとき、加
熱によりワックスが膨張して約０．０２５４ｍｍから約
０．０７６２ｍｍまで（１／１０００インチから３／１
０００インチまで）の範囲の寸法をそれぞれ有するダス
ト粒子を十分な量だけ蓄積し、鋳造構造体内に、０．５
０８ｍｍ（２０／１０００インチ）又はそれ以上の寸法
を有する表面欠陥を生じさせる。ワックス又はプラスチ
ックのパターンをセラミックシエルで覆う前にワックス
又はプラスチックの表面張力を変更することにより、こ
の問題を解決できることが分かった。特に適当なサンド
ブラスト材料は約３４．５ｋＰａから約６８．９ｋＰａ
まで（５ｐｓｉから約１０ｐｓｉまで）の範囲の圧力で
使用する１２０グリットのＡｌ2Ｏ3である。
４ｍｍから約０．０７６２ｍｍまで（１／１０００イン
チから３／１０００インチまで）の範囲の寸法を有する
ダスト粒子を生じさせる。モールドを加熱したとき、加
熱によりワックスが膨張して約０．０２５４ｍｍから約
０．０７６２ｍｍまで（１／１０００インチから３／１
０００インチまで）の範囲の寸法をそれぞれ有するダス
ト粒子を十分な量だけ蓄積し、鋳造構造体内に、０．５
０８ｍｍ（２０／１０００インチ）又はそれ以上の寸法
を有する表面欠陥を生じさせる。ワックス又はプラスチ
ックのパターンをセラミックシエルで覆う前にワックス
又はプラスチックの表面張力を変更することにより、こ
の問題を解決できることが分かった。特に適当なサンド
ブラスト材料は約３４．５ｋＰａから約６８．９ｋＰａ
まで（５ｐｓｉから約１０ｐｓｉまで）の範囲の圧力で
使用する１２０グリットのＡｌ2Ｏ3である。
【００４６】上述の技術を使用すると、平滑な外表面を
有し約０．１２７ｍｍ（０．００５インチ）ほどに薄い
厚さの壁を有する１部品構造の薄壁構造体を製造するこ
とが可能である。図８は本発明に従って製造された単一
鋳造の薄壁ガスタービン羽根の一部を示す。図９は本発
明に従って製造された１部品構造の多重壁構造体の断面
図である。この単一鋳造の薄壁構造体は２３７１℃（４
３００°Ｆ）ほどの高温での衝突ガスに耐えることがで
きる。本発明の技術は、ガスタービン羽根のほか、ジェ
ットエンジンノズル４００（図９）や、航空機４０２
（図１０）のための翼の前縁４０４及びその類似構造体
の如き種々の物品の製造に使用できること明らかであ
る。
有し約０．１２７ｍｍ（０．００５インチ）ほどに薄い
厚さの壁を有する１部品構造の薄壁構造体を製造するこ
とが可能である。図８は本発明に従って製造された単一
鋳造の薄壁ガスタービン羽根の一部を示す。図９は本発
明に従って製造された１部品構造の多重壁構造体の断面
図である。この単一鋳造の薄壁構造体は２３７１℃（４
３００°Ｆ）ほどの高温での衝突ガスに耐えることがで
きる。本発明の技術は、ガスタービン羽根のほか、ジェ
ットエンジンノズル４００（図９）や、航空機４０２
（図１０）のための翼の前縁４０４及びその類似構造体
の如き種々の物品の製造に使用できること明らかであ
る。
【００４７】本発明によれば、等軸、単一結晶及び方向
性固化構造体等の種々の薄壁中空構造体を鋳造できる。
等軸構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．２５４ｍ
ｍ（１０／１０００インチ）から約１．０１６ｍｍ（４
０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有し、好まし
くは約０．２５４ｍｍから約０．３８１ｍｍ（１５／１
０００インチ）までの範囲の厚さを有する。単一結晶及
び方向性固化構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．
０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約１．１０６
ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有
し、好ましくは０．０７６２−０．５０８ｍｍ（３／１
０００ー２０／１０００インチ）の範囲、一層好ましく
は０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から０．２
５４ｍｍ（１０／１０００インチ）までの範囲の厚さを
有する。このような厚さを有する薄壁中空構造体は本発
明の方法を使用して精確な寸法で鋳造できる。
性固化構造体等の種々の薄壁中空構造体を鋳造できる。
等軸構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．２５４ｍ
ｍ（１０／１０００インチ）から約１．０１６ｍｍ（４
０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有し、好まし
くは約０．２５４ｍｍから約０．３８１ｍｍ（１５／１
０００インチ）までの範囲の厚さを有する。単一結晶及
び方向性固化構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．
０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約１．１０６
ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有
し、好ましくは０．０７６２−０．５０８ｍｍ（３／１
０００ー２０／１０００インチ）の範囲、一層好ましく
は０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から０．２
５４ｍｍ（１０／１０００インチ）までの範囲の厚さを
有する。このような厚さを有する薄壁中空構造体は本発
明の方法を使用して精確な寸法で鋳造できる。
【００４８】本発明又は本発明の素子を範囲又は比で定
義する場合は、本発明は全体範囲または、一層広い範囲
内の任意のサブ範囲又は複数のサブ範囲を含むものとす
る。例えば、本発明の素子が成分Ａの約５ないし約９５
重量％を含むのもとして述べられている場合は、成分Ａ
の約５ないし約４０重量％、成分Ａの約２０ないし約３
０重量％、及び成分Ａの約９０ないし約９５重量％を含
むものとする。例えば、Ａ5-90Ｂ20-70なる表現は、本
発明がＡ5-20Ｂ20-40の組成物、Ａ85-90Ｂ20-25の組成
物、Ａ43Ｂ57の組成物等を含むものとする。例えば、
「約０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約
１．０１６ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の
厚さ」なる表現は、約０．０７６２−０．１２７ｍｍ
（３／１０００−５／１０００インチ）の範囲の厚さ、
及び０．１２７−０．３８１ｍｍ（５／１０００−１５
／１０００インチ）の範囲の厚さ等を含むものとする。
義する場合は、本発明は全体範囲または、一層広い範囲
内の任意のサブ範囲又は複数のサブ範囲を含むものとす
る。例えば、本発明の素子が成分Ａの約５ないし約９５
重量％を含むのもとして述べられている場合は、成分Ａ
の約５ないし約４０重量％、成分Ａの約２０ないし約３
０重量％、及び成分Ａの約９０ないし約９５重量％を含
むものとする。例えば、Ａ5-90Ｂ20-70なる表現は、本
発明がＡ5-20Ｂ20-40の組成物、Ａ85-90Ｂ20-25の組成
物、Ａ43Ｂ57の組成物等を含むものとする。例えば、
「約０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約
１．０１６ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の
厚さ」なる表現は、約０．０７６２−０．１２７ｍｍ
（３／１０００−５／１０００インチ）の範囲の厚さ、
及び０．１２７−０．３８１ｍｍ（５／１０００−１５
／１０００インチ）の範囲の厚さ等を含むものとする。
【図１】従来の鋳造モールドの断面図である。
【図２】モールドにクリープが生じた後の従来の鋳造モ
ールドの断面図である。
ールドの断面図である。
【図３】本発明の時間に対するチャージ圧力の変化を示
すグラフである。
すグラフである。
【図４】本発明の鋳造モールドの断面図である。
【図５】本発明の鋳造モールド、パターン、コア及びロ
ッドの組合せ体を示す断面部分図である。
ッドの組合せ体を示す断面部分図である。
【図６】本発明の薄いセラミックコアの斜視図である。
【図７】単一結晶合金構造体を形成する方法を示す部分
断面図である。
断面図である。
【図８】本発明の多重壁構造体の一部を示す斜視図であ
る。
る。
【図９】本発明に従って形成したノズルを有するジェッ
トエンジンの部分断面図である。
トエンジンの部分断面図である。
【図１０】本発明に係る材料から作った前縁を有する航
空機の部分斜視図である。
空機の部分斜視図である。
【図１１】従来のフィルム冷却タービン羽根の断面図で
ある。
ある。
【図１２】本発明に係る薄い外壁を有する１部品構造の
単一鋳造タービン羽根の断面図である。
単一鋳造タービン羽根の断面図である。
【図１３】種々のタービン羽根構造を使用したガスター
ビンエンジンのための実際の作動タービン入口温度と時
間との関係を示すグラフである。
ビンエンジンのための実際の作動タービン入口温度と時
間との関係を示すグラフである。
１１ 部分モールド １２ キャビティ １４ チャージライン １６ リザーバ １８ オリフィス ２０ 逃しライン ２２ リザーバ ２６、３８ ポケット ２８ 主セラミックコア ３０、４０ ロッド ３２ 薄いセラミックコア ３４ 第１パターン ３６ 第２パターン ４４ 鋳造モールド（セラミックシェル）
【手続補正書】
【提出日】平成９年５月２１日
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正内容】
【書類名】 明細書
【発明の名称】 合金構造体の製造方法及び合金鋳造モ
ールド
ールド
【特許請求の範囲】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、高温にさらされる薄壁
合金構造体を製造する方法及びそれに用いられる合金鋳
造モールドに関する。
合金構造体を製造する方法及びそれに用いられる合金鋳
造モールドに関する。
【０００２】
【従来の技術及びその問題点】複数のシート状材料（部
品）を積層して形成されるラミネート構造ではなく、１
部品構造（すなわち、複数の部品を持たない一つの部品
として形成される構造）の多重厚壁合金構造体は米国特
許第３，８０６，２７６号及び同第３，１９２，５７８
号各明細書に開示されている。該構造体は、内部に冷却
通路を備えており、冷却空気を内部から外表面に通すこ
とによって、当該構造体がさらされる高温に対抗するよ
うになっている。
品）を積層して形成されるラミネート構造ではなく、１
部品構造（すなわち、複数の部品を持たない一つの部品
として形成される構造）の多重厚壁合金構造体は米国特
許第３，８０６，２７６号及び同第３，１９２，５７８
号各明細書に開示されている。該構造体は、内部に冷却
通路を備えており、冷却空気を内部から外表面に通すこ
とによって、当該構造体がさらされる高温に対抗するよ
うになっている。
【０００３】高温衝突ガスに耐えることのできる薄壁を
有するラミネート構造体も既知である。例えば、このよ
うな構造体は、米国特許第４，２４５，７６９号、同第
４，０４２，１６２号、同第４，００４，０５６号、同
第３，９６３，３６８号、同第３，９５０，１１４号、
同第３，９３３，４４２号、同第３，８１０，７１１
号、同第３，７３２，０３１号、同第３，７２６，６０
４号、同第３，６９８，８３４号、同第３，７００，４
１８号、同第３，６４４，０５９号、同第３，６４４，
０６０号、同第３，６１９，０８２号、同第３，６１
６，１２５号、同第３，６１０，７６９号、同第３，６
０６，５７２号、同第３，６０６，５７３号、同第３，
５８４，９７２号、同第３，５２７，５４４号、同第
３，５２９，９０５号及び同第３，４９７，２７７号各
明細書に開示されている。このような構造体の薄壁はろ
う付け、溶接又は接着により別の薄壁又は厚い構造体に
ラミネート（積層）される。ラミネート方法は、合金に
直接影響を及ぼすか又は構造体の全体の高温性能を制限
するような高温ろう付け、溶接又は接着材料を含む。更
に、機械的な手段又はエッチングにより、これらの薄壁
の層に穴を明けなければならない場合があるが、これは
多大な時間とかなりの労力とを要し、高価となる。これ
らのラミネート薄壁構造体は、構造体を形成する合金の
融点より高い温度でのガス衝突に耐えることができる
が、構造体を製造する方法は、時間を要し、かなりの労
力を要し、極めて高価である。
有するラミネート構造体も既知である。例えば、このよ
うな構造体は、米国特許第４，２４５，７６９号、同第
４，０４２，１６２号、同第４，００４，０５６号、同
第３，９６３，３６８号、同第３，９５０，１１４号、
同第３，９３３，４４２号、同第３，８１０，７１１
号、同第３，７３２，０３１号、同第３，７２６，６０
４号、同第３，６９８，８３４号、同第３，７００，４
１８号、同第３，６４４，０５９号、同第３，６４４，
０６０号、同第３，６１９，０８２号、同第３，６１
６，１２５号、同第３，６１０，７６９号、同第３，６
０６，５７２号、同第３，６０６，５７３号、同第３，
５８４，９７２号、同第３，５２７，５４４号、同第
３，５２９，９０５号及び同第３，４９７，２７７号各
明細書に開示されている。このような構造体の薄壁はろ
う付け、溶接又は接着により別の薄壁又は厚い構造体に
ラミネート（積層）される。ラミネート方法は、合金に
直接影響を及ぼすか又は構造体の全体の高温性能を制限
するような高温ろう付け、溶接又は接着材料を含む。更
に、機械的な手段又はエッチングにより、これらの薄壁
の層に穴を明けなければならない場合があるが、これは
多大な時間とかなりの労力とを要し、高価となる。これ
らのラミネート薄壁構造体は、構造体を形成する合金の
融点より高い温度でのガス衝突に耐えることができる
が、構造体を製造する方法は、時間を要し、かなりの労
力を要し、極めて高価である。
【０００４】大半の従来の中空構造体鋳造方法では、セ
ラミックコアを使用している。これらのセラミックコア
は、融解合金がコアのまわりで固化するときにコアが圧
縮できるに十分な程度の低さの密度を有さねばならない
と一般に認識されてきた。また、セラミックコアが６０
％ないし７０％の密度を有する場合は、コアのまわりで
固化する融解合金によりコアがつぶれたり破壊されたり
すると一般に認識されてきた。また、このような低い密
度でしかも０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さい
厚さを有するセラミックコアは鋳造期間中につぶれたり
破壊したりすると一般に認識されてきた。従来のセラミ
ックコアの密度は５０％から６０％までの範囲のもので
ある。
ラミックコアを使用している。これらのセラミックコア
は、融解合金がコアのまわりで固化するときにコアが圧
縮できるに十分な程度の低さの密度を有さねばならない
と一般に認識されてきた。また、セラミックコアが６０
％ないし７０％の密度を有する場合は、コアのまわりで
固化する融解合金によりコアがつぶれたり破壊されたり
すると一般に認識されてきた。また、このような低い密
度でしかも０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さい
厚さを有するセラミックコアは鋳造期間中につぶれたり
破壊したりすると一般に認識されてきた。従来のセラミ
ックコアの密度は５０％から６０％までの範囲のもので
ある。
【０００５】１００％の密度を有する１００％の水晶ロ
ッドを使用したが、このような使用は湾曲状又は直線状
の孔又は中央通路の形成に限定されていた。現在まで、
高密度（７０％ないし９９％以上の密度）セラミックコ
アは薄い半径方向通路（ラジアル通路）を形成するため
に使用していなかった。一般に、タービン羽根の如きタ
ービンエンジンの部品において、半径方向通路とは部品
即ちタービン羽根の外側薄壁に平行な通路を意味する。
ッドを使用したが、このような使用は湾曲状又は直線状
の孔又は中央通路の形成に限定されていた。現在まで、
高密度（７０％ないし９９％以上の密度）セラミックコ
アは薄い半径方向通路（ラジアル通路）を形成するため
に使用していなかった。一般に、タービン羽根の如きタ
ービンエンジンの部品において、半径方向通路とは部品
即ちタービン羽根の外側薄壁に平行な通路を意味する。
【０００６】大きなコアのために高密度材料を使用する
と金属を破壊するものと一般に認識されている。融解合
金が大きな高密度コアのまわりで固化するとき、金属が
コアより速く収縮し、高密度コアのために破壊してしま
う。従って、融解合金の速い収縮速度を補償し、金属の
破壊を阻止するために、従来は、低密度コアを使用して
きた。
と金属を破壊するものと一般に認識されている。融解合
金が大きな高密度コアのまわりで固化するとき、金属が
コアより速く収縮し、高密度コアのために破壊してしま
う。従って、融解合金の速い収縮速度を補償し、金属の
破壊を阻止するために、従来は、低密度コアを使用して
きた。
【０００７】従来技術において認められる別の問題点は
鋳造期間中の顕著な歪みの問題である。現在まで、鋳造
部品のこのような顕著な歪みは「モールドバックル」と
して知られる現象により生じるものと一般に認識されて
きた。この「モールドバックル」はコア及びパターンの
まわりでのシェルの形成工程において生じる。連続する
シェル層の１つが十分に乾燥しない場合、この層はパタ
ーンから離れるように移動して、モールドに「バック
ル」を生じさせ、歪んだ鋳造形状を生じさせてしまう。
現在まで、鋳造形状の歪みがシェルのクリープにより生
じるとは認識されていなかった。
鋳造期間中の顕著な歪みの問題である。現在まで、鋳造
部品のこのような顕著な歪みは「モールドバックル」と
して知られる現象により生じるものと一般に認識されて
きた。この「モールドバックル」はコア及びパターンの
まわりでのシェルの形成工程において生じる。連続する
シェル層の１つが十分に乾燥しない場合、この層はパタ
ーンから離れるように移動して、モールドに「バック
ル」を生じさせ、歪んだ鋳造形状を生じさせてしまう。
現在まで、鋳造形状の歪みがシェルのクリープにより生
じるとは認識されていなかった。
【０００８】ガスタービン羽根の如きラミネート薄壁構
造体の従来の製造方法においては、薄壁は極めて薄い肉
厚に冷間圧延された金属により提供される。次いで、冷
間圧延金属をエッチングまたは機械加工して、その表面
に小さな穴を形成する。これらの小さな穴は、ガスター
ビン羽根に高温ガスが衝突するときに薄い壁にわたって
冷却空気フィルムを形成する。この冷間圧延金属はター
ビン羽根の外壁を提供するように湾曲形状に形成し接着
（または、薄壁から羽根の主本体への熱伝達を提供する
に十分な程度に溶着）しなければならない。この形成工
程において、壁の穴に歪みが生じる場合がある。穴が適
正に位置していなかったり、金属が十分に接着していな
かった場合は、羽根上のある領域にホットスポットが発
生し、生産率が制限されてしまう。更に、冷間圧延金属
は後に熱処理せねばならず、この熱処理により、羽根の
表面にわたっての熱伝達特性が変化してしまい、これは
好ましくない。
造体の従来の製造方法においては、薄壁は極めて薄い肉
厚に冷間圧延された金属により提供される。次いで、冷
間圧延金属をエッチングまたは機械加工して、その表面
に小さな穴を形成する。これらの小さな穴は、ガスター
ビン羽根に高温ガスが衝突するときに薄い壁にわたって
冷却空気フィルムを形成する。この冷間圧延金属はター
ビン羽根の外壁を提供するように湾曲形状に形成し接着
（または、薄壁から羽根の主本体への熱伝達を提供する
に十分な程度に溶着）しなければならない。この形成工
程において、壁の穴に歪みが生じる場合がある。穴が適
正に位置していなかったり、金属が十分に接着していな
かった場合は、羽根上のある領域にホットスポットが発
生し、生産率が制限されてしまう。更に、冷間圧延金属
は後に熱処理せねばならず、この熱処理により、羽根の
表面にわたっての熱伝達特性が変化してしまい、これは
好ましくない。
【０００９】他の鋳造上の問題は極めて壊れ易く脆いセ
ラミックコアに起因する。このような問題はコアの厚さ
及び密度を減少させればさせるほど深刻になる。
ラミックコアに起因する。このような問題はコアの厚さ
及び密度を減少させればさせるほど深刻になる。
【００１０】現在のところ、迅速にしかも比較的安価に
かつさほど労力を要せずに高温にさらされる薄壁合金構
造体を製造できるようにすることが望まれているが、そ
れを満たす手段は今まで存在しなかった。
かつさほど労力を要せずに高温にさらされる薄壁合金構
造体を製造できるようにすることが望まれているが、そ
れを満たす手段は今まで存在しなかった。
【００１１】
【発明の構成並びに作用効果】本発明は、１．０１６ｍ
ｍより薄い厚さを持つ少なくとも１つの極めて薄い壁を
有する１部品構造の多重壁合金構造体を製造する方法及
び合金鋳造モールドに関する。
ｍより薄い厚さを持つ少なくとも１つの極めて薄い壁を
有する１部品構造の多重壁合金構造体を製造する方法及
び合金鋳造モールドに関する。
【００１２】多重壁合金構造体を製造するため、本発明
では、少なくとも一部がセラミックシェルにより画定さ
れた０．７６２ｍｍ以下の厚さを有するモールドキャビ
ティ内へ融解合金を射出する工程を有しており、融解合
金でモールドキャビティ全体を満たさせると共に、当該
合金の射出圧力でセラミックシェルにクリープを生じさ
せないように、該射出工程中、合金の射出圧力を減少さ
せることを特徴とする。
では、少なくとも一部がセラミックシェルにより画定さ
れた０．７６２ｍｍ以下の厚さを有するモールドキャビ
ティ内へ融解合金を射出する工程を有しており、融解合
金でモールドキャビティ全体を満たさせると共に、当該
合金の射出圧力でセラミックシェルにクリープを生じさ
せないように、該射出工程中、合金の射出圧力を減少さ
せることを特徴とする。
【００１３】より具体的には、合金構造体内の空間に対
応する主コア（以下に述べる実施例において参照番号２
８で示すエレメントに対応）を提供する工程と；合金構
造体の第１壁に対応する第１除去可能パターン（３４）
を前記主コア上に覆う工程と；主コアに対して一定の関
係で７０％より大きな密度を有する薄いコア（３２）
を、合金構造体内の薄い通路に対応させて設ける工程
と；合金構造体内の０．７６２ｍｍ以下の厚さを有する
薄い壁に対応させて、薄いコアを覆う第２除去可能パタ
ーン（３６）を設ける工程と；薄い壁の外表面を画定す
るように前記第２除去可能パターンを鋳造モールド（４
４）で囲む工程と；主コア及び薄いコアを相互に関して
及び前記鋳造モールドに関して一定の関係に維持しなが
ら、前記第１及び第２除去可能パターンを除去する工程
と；融解合金で前記鋳造モールドをチャージし、当該鋳
造モールドにクリープを生じさせずに前記薄い壁を形成
するように経時的にチャージ圧力を変化させる工程と；
融解合金を固化させる固化工程と；鋳造モールド及びコ
アを除去し、多重壁の合金構造体を提供する工程と；を
有することを特徴とする。固化工程では、全体にわたり
単結晶組織を有する合金構造体を生じさせるようにされ
る。薄いコア（３２）は、２．２９ｍｍから１４．００
ｍｍまでの範囲の直径を有する細いロッド（３０、４
０）により、主コア（２８）及び鋳造モールド（４４）
に対して一定関係に保持される。
応する主コア（以下に述べる実施例において参照番号２
８で示すエレメントに対応）を提供する工程と；合金構
造体の第１壁に対応する第１除去可能パターン（３４）
を前記主コア上に覆う工程と；主コアに対して一定の関
係で７０％より大きな密度を有する薄いコア（３２）
を、合金構造体内の薄い通路に対応させて設ける工程
と；合金構造体内の０．７６２ｍｍ以下の厚さを有する
薄い壁に対応させて、薄いコアを覆う第２除去可能パタ
ーン（３６）を設ける工程と；薄い壁の外表面を画定す
るように前記第２除去可能パターンを鋳造モールド（４
４）で囲む工程と；主コア及び薄いコアを相互に関して
及び前記鋳造モールドに関して一定の関係に維持しなが
ら、前記第１及び第２除去可能パターンを除去する工程
と；融解合金で前記鋳造モールドをチャージし、当該鋳
造モールドにクリープを生じさせずに前記薄い壁を形成
するように経時的にチャージ圧力を変化させる工程と；
融解合金を固化させる固化工程と；鋳造モールド及びコ
アを除去し、多重壁の合金構造体を提供する工程と；を
有することを特徴とする。固化工程では、全体にわたり
単結晶組織を有する合金構造体を生じさせるようにされ
る。薄いコア（３２）は、２．２９ｍｍから１４．００
ｍｍまでの範囲の直径を有する細いロッド（３０、４
０）により、主コア（２８）及び鋳造モールド（４４）
に対して一定関係に保持される。
【００１４】また、主セラミックコア（２８）を提供す
る工程と；合金を鋳造すべきキャビティに対応する第１
パターン（３４）を主セラミックコア上に覆う工程と；
０．５０８ｍｍより小さな厚さと７０％より大きな密度
とを有する薄いコア（３２）を、湾曲形状を有するよう
に第１パターン上に配置する工程と；第１の細いロッド
（３０）を収容するためのポケットを主セラミックコア
内に形成するために、湾曲した前記薄いコア及び前記第
１パターンを貫通して当該主セラミックコア内へ延びる
孔（２６）を形成する工程と；第１ロッドの長手軸線と
主セラミックコアから離れた前記薄いコアの外表面とが
実質上直角となるように当該薄いコア通して当該ロッド
の一部を挿入し、第１パターンを通して該ロッドを挿入
し、該ロッドの一部を当該主セラミックコアに形成した
ポケット内に強固に嵌合する工程と；合金を鋳造すべき
キャビティに対応する第２パターン（３６）を薄いコア
上に覆う工程と；該薄いコアを湾曲形状を呈するように
保持するのに力が必要となるような位置に第２ロッド
（４０）を収容するための傾斜ポケットを該薄いコア内
に形成するために、第２パターンを貫通して該薄いコア
内へ延びる孔（３８）を形成する工程と；第２ロッドを
前記第２パターンの孔に挿入して、第２ロッドを前記薄
いコアのポケット内に嵌合させる工程と；鋳造モールド
（４４）が第２ロッドの一端を担持し、第１及び第２パ
ターンを除去したときに、コアが相互に及び当該鋳造モ
ールドに関して一定の関係を維持し薄いコアがその湾曲
形状を維持するように、鋳造モールドにより第２パター
ンを囲む工程と；を有することを特徴とする。具体的に
は、第１及び第２ロッド（３０、４０）及び（又は）薄
いコア（３２）を水晶で形成する。また、更に、第１及
び第２パターン（３４、３６）を除去する工程と；鋳造
モールド（４４）内に融解合金を鋳込み同合金を固化す
る工程と；第１及び第２ロッド（３０、４０）、前記コ
ア（２８、３２）及び当該鋳造モールドを除去する工程
と；を有するようにする。
る工程と；合金を鋳造すべきキャビティに対応する第１
パターン（３４）を主セラミックコア上に覆う工程と；
０．５０８ｍｍより小さな厚さと７０％より大きな密度
とを有する薄いコア（３２）を、湾曲形状を有するよう
に第１パターン上に配置する工程と；第１の細いロッド
（３０）を収容するためのポケットを主セラミックコア
内に形成するために、湾曲した前記薄いコア及び前記第
１パターンを貫通して当該主セラミックコア内へ延びる
孔（２６）を形成する工程と；第１ロッドの長手軸線と
主セラミックコアから離れた前記薄いコアの外表面とが
実質上直角となるように当該薄いコア通して当該ロッド
の一部を挿入し、第１パターンを通して該ロッドを挿入
し、該ロッドの一部を当該主セラミックコアに形成した
ポケット内に強固に嵌合する工程と；合金を鋳造すべき
キャビティに対応する第２パターン（３６）を薄いコア
上に覆う工程と；該薄いコアを湾曲形状を呈するように
保持するのに力が必要となるような位置に第２ロッド
（４０）を収容するための傾斜ポケットを該薄いコア内
に形成するために、第２パターンを貫通して該薄いコア
内へ延びる孔（３８）を形成する工程と；第２ロッドを
前記第２パターンの孔に挿入して、第２ロッドを前記薄
いコアのポケット内に嵌合させる工程と；鋳造モールド
（４４）が第２ロッドの一端を担持し、第１及び第２パ
ターンを除去したときに、コアが相互に及び当該鋳造モ
ールドに関して一定の関係を維持し薄いコアがその湾曲
形状を維持するように、鋳造モールドにより第２パター
ンを囲む工程と；を有することを特徴とする。具体的に
は、第１及び第２ロッド（３０、４０）及び（又は）薄
いコア（３２）を水晶で形成する。また、更に、第１及
び第２パターン（３４、３６）を除去する工程と；鋳造
モールド（４４）内に融解合金を鋳込み同合金を固化す
る工程と；第１及び第２ロッド（３０、４０）、前記コ
ア（２８、３２）及び当該鋳造モールドを除去する工程
と；を有するようにする。
【００１５】本発明に係る 合金鋳造モールドは、融解
合金用のリザーバ（１６）と；融解合金の固化時に所望
の形状を与えるようなキャビティ（１２）を有する部分
モールド（１１）と；リザーバと前記部分モールドとに
連通する融解合金チャージライン（１４）と；前記部分
モールドのキャビティを融解合金で完全に満たさせるた
めの、及び、当該部分モールドにクリープを生じさせ
ず、当該キャビティを歪ませないように、該キャビティ
内への融解合金の射出時に融解合金のチャージ圧力を減
少させるための合金チャージ圧力制御手段（１８、２
０）と；を有することを特徴とする。具体的には、合金
チャージ圧力制御手段が、融解合金チャージラインに連
通し、キャビティを融解合金で満たすが前記部分モール
ドにクリープを生じさせないのに十分な時間にわたって
チャージ圧力を変化させるように位置した逃しライン
（２０）を有することを特徴とする。更に、逃しライン
に連通した第２リザーバ（２２）を有することを特徴と
する。また、第２リザーバが前記部分モールドの上方の
位置で融解合金用のリザーバを支持する柱（２４）の中
空部分により画定されていることを特徴とする。前記柱
の周りに位置した複数個の部分モールド（１１）を備
え、当該各部分モールドが融解合金用のリザーバ及び第
２リザーバに連通したチャージライン（１４）を有する
ことを特徴とする。
合金用のリザーバ（１６）と；融解合金の固化時に所望
の形状を与えるようなキャビティ（１２）を有する部分
モールド（１１）と；リザーバと前記部分モールドとに
連通する融解合金チャージライン（１４）と；前記部分
モールドのキャビティを融解合金で完全に満たさせるた
めの、及び、当該部分モールドにクリープを生じさせ
ず、当該キャビティを歪ませないように、該キャビティ
内への融解合金の射出時に融解合金のチャージ圧力を減
少させるための合金チャージ圧力制御手段（１８、２
０）と；を有することを特徴とする。具体的には、合金
チャージ圧力制御手段が、融解合金チャージラインに連
通し、キャビティを融解合金で満たすが前記部分モール
ドにクリープを生じさせないのに十分な時間にわたって
チャージ圧力を変化させるように位置した逃しライン
（２０）を有することを特徴とする。更に、逃しライン
に連通した第２リザーバ（２２）を有することを特徴と
する。また、第２リザーバが前記部分モールドの上方の
位置で融解合金用のリザーバを支持する柱（２４）の中
空部分により画定されていることを特徴とする。前記柱
の周りに位置した複数個の部分モールド（１１）を備
え、当該各部分モールドが融解合金用のリザーバ及び第
２リザーバに連通したチャージライン（１４）を有する
ことを特徴とする。
【００１６】
【実施例】本発明の技術は、等軸、方向性固化及び単結
晶合金方法を使用する薄壁中空構造体の製造に使用でき
る。等軸、方向性固化及び単結晶合金構造体を製造する
ための種々の技術が知られている。本発明は単結晶鋳造
技術を使用する極薄壁構造体の製造に特に適する。この
ような単結晶鋳造技術の１つを図７に示し、この図に
は、水冷冷却板１０２に担持されモールドヒータ１０４
内に収容された鋳造モールド１００を示す。鋳造炉１０
６は真空装置１０８と、融解合金をモールド１００内へ
注入するための誘導融解るつぼ１１０とを有する。融解
合金をモールド内へ注入した後、モールドはエレベータ
１１２により炉からゆっくり排出される。
晶合金方法を使用する薄壁中空構造体の製造に使用でき
る。等軸、方向性固化及び単結晶合金構造体を製造する
ための種々の技術が知られている。本発明は単結晶鋳造
技術を使用する極薄壁構造体の製造に特に適する。この
ような単結晶鋳造技術の１つを図７に示し、この図に
は、水冷冷却板１０２に担持されモールドヒータ１０４
内に収容された鋳造モールド１００を示す。鋳造炉１０
６は真空装置１０８と、融解合金をモールド１００内へ
注入するための誘導融解るつぼ１１０とを有する。融解
合金をモールド内へ注入した後、モールドはエレベータ
１１２により炉からゆっくり排出される。
【００１７】一般に、単結晶鋳造においては、成形（モ
ールド）温度は少なくとも１５３８℃（２８００°Ｆ）
に高められているのが好ましく、単結晶超合金は１５３
８℃（２８００°Ｆ）に加熱され、単結晶は約２５４ｍ
ｍ／ｈ（毎時１０インチ）でゆっくり成長する。一般
に、等軸方法に対しては、モールド温度は約９８２℃
（１８００°Ｆ）に高められ、等軸合金温度は１５３８
℃（２８００°Ｆ）に高められ、合金は毎分１ｍｍの速
度で固化される。
ールド）温度は少なくとも１５３８℃（２８００°Ｆ）
に高められているのが好ましく、単結晶超合金は１５３
８℃（２８００°Ｆ）に加熱され、単結晶は約２５４ｍ
ｍ／ｈ（毎時１０インチ）でゆっくり成長する。一般
に、等軸方法に対しては、モールド温度は約９８２℃
（１８００°Ｆ）に高められ、等軸合金温度は１５３８
℃（２８００°Ｆ）に高められ、合金は毎分１ｍｍの速
度で固化される。
【００１８】種々の型式の超合金及びその製法が当業界
で知られている。最も関心のある合金はニッケル、クロ
ム、アルミニウム及びその他の物質の複合混合物であ
る。
で知られている。最も関心のある合金はニッケル、クロ
ム、アルミニウム及びその他の物質の複合混合物であ
る。
【００１９】０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より薄い
少なくとも１つの壁を有する多重壁構造体を鋳造するた
めの従来の試みは、「シェルクリープ」として知られた
現象により不成功に終わっていた。０．７６ｍｍ（０．
０３インチ）より狭い通路を融解合金で完全に満たすた
めには、かなりののヘッド圧力が必要である。しかし、
このような鋳造方法に使用するセラミックシェルはこれ
らの狭い通路を満たすに必要なヘッド圧力に耐えるに十
分な強度を有さない。その結果、ヘッド圧力がシェルの
壁に外向きのクリープを生じさせ、モールドを歪ませ、
鋳造製品を許容できないものにしてしまう。この問題
は、単結晶封鎖鋳造の如き遅い固化を伴う高温での鋳造
の場合に特に厄介である。
少なくとも１つの壁を有する多重壁構造体を鋳造するた
めの従来の試みは、「シェルクリープ」として知られた
現象により不成功に終わっていた。０．７６ｍｍ（０．
０３インチ）より狭い通路を融解合金で完全に満たすた
めには、かなりののヘッド圧力が必要である。しかし、
このような鋳造方法に使用するセラミックシェルはこれ
らの狭い通路を満たすに必要なヘッド圧力に耐えるに十
分な強度を有さない。その結果、ヘッド圧力がシェルの
壁に外向きのクリープを生じさせ、モールドを歪ませ、
鋳造製品を許容できないものにしてしまう。この問題
は、単結晶封鎖鋳造の如き遅い固化を伴う高温での鋳造
の場合に特に厄介である。
【００２０】図１は圧力下で融解合金を射出する前の標
準のモールドの縦断面図である。図１において、地点Ａ
−Ｂの部分は合金チャージリザーバを表し、地点Ｂ−Ｃ
はチャージランナーを表し、地点Ｃ−Ｄは鋳造すべき部
品の実際の形状を表す。図２は持続する融解合金の射出
ヘッド圧力によるモールドの歪みを示す縦断面図であ
る。図２から分かるように、融解合金の射出期間中にヘ
ッド圧力を維持すると、壁は所望のものよりも厚くなっ
てしまう。地点Ｄ−Ｅは実質的なヘッド圧力下での「シ
ェルクリープ」による鋳造シェルの歪みを示す。従来の
方法を用いた場合、「シェルクリープ」現象は構造体の
鋳造における寸法精度を損ねてしまう。
準のモールドの縦断面図である。図１において、地点Ａ
−Ｂの部分は合金チャージリザーバを表し、地点Ｂ−Ｃ
はチャージランナーを表し、地点Ｃ−Ｄは鋳造すべき部
品の実際の形状を表す。図２は持続する融解合金の射出
ヘッド圧力によるモールドの歪みを示す縦断面図であ
る。図２から分かるように、融解合金の射出期間中にヘ
ッド圧力を維持すると、壁は所望のものよりも厚くなっ
てしまう。地点Ｄ−Ｅは実質的なヘッド圧力下での「シ
ェルクリープ」による鋳造シェルの歪みを示す。従来の
方法を用いた場合、「シェルクリープ」現象は構造体の
鋳造における寸法精度を損ねてしまう。
【００２１】本発明は、約０．７６ｍｍ（０．０３イン
チ）より小さな厚さを有するキャビティ内への融解合金
射出圧力を時間の関数として変化させることによりセラ
ミックシェルの「クリープ」の問題を解決できるという
発見に基づく。この概念を図３にグラフで示す。これを
達成する手段の１つを図４に示す。
チ）より小さな厚さを有するキャビティ内への融解合金
射出圧力を時間の関数として変化させることによりセラ
ミックシェルの「クリープ」の問題を解決できるという
発見に基づく。この概念を図３にグラフで示す。これを
達成する手段の１つを図４に示す。
【００２２】図４は約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）
より薄い壁を備えた構造体を製造するためのキャビティ
１２を有する部分モールド１１を具備したセラミックシ
ェル１０を示す。融解合金はキャビティ１２内へ射出さ
れ、固化されて所望の構造体となる。合金チャージライ
ン１４は所望の構造体のために指定されたモールドキャ
ビティ１２の領域の上方に位置する。融解合金は容器１
５により画定されたリザーバ１６から供給され、合金チ
ャージライン１４を通ってモールド１１の構造体用キャ
ビティ１２へ送られる。チャージ圧力制御手段はモール
ド１１の構造体用キャビティ１２の上方に位置し合金チ
ャージライン１４に接続した制御オリフィス１８、及
び、キャビティ１２が満たされた後に過剰の合金を除去
し、融解合金のヘッド圧力を減少させ、セラミックシェ
ルの不当な「クリープ」を排除する逃しライン２０によ
り構成される。逃しライン２０は過剰合金リザーバ２２
に連通する。好ましくは、過剰合金リザーバ２２は合金
リザーバ１６の真下に位置し、容器１５を支持する中空
柱２４により形成される。複数個の部分モールド１１を
柱２４のまわりの半径方向に設けて、これらに関連する
複数個のチャージライン１４及び逃しライン２０を設け
るとよい。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より薄い
壁を鋳造するためのヘッド圧力の典型的な範囲は、約
８．３０Ｍｇ／ｍ3（０．３ｌｂｓ／ｉｎ3）の密度を有
するニッケルベースの超合金の場合は、約２５４ｍｍ
（１０インチ）から約３５６ｍｍ（１４インチ）までの
範囲である。この技術は、０．７６ｍｍ（０．０３イン
チ）より小さな厚さと、１．５２ｍ（５フィート）まで
の高さと、０．６１ｍ（２フィート）までの幅とを有す
るキャビティを満たすために使用してもよい。
より薄い壁を備えた構造体を製造するためのキャビティ
１２を有する部分モールド１１を具備したセラミックシ
ェル１０を示す。融解合金はキャビティ１２内へ射出さ
れ、固化されて所望の構造体となる。合金チャージライ
ン１４は所望の構造体のために指定されたモールドキャ
ビティ１２の領域の上方に位置する。融解合金は容器１
５により画定されたリザーバ１６から供給され、合金チ
ャージライン１４を通ってモールド１１の構造体用キャ
ビティ１２へ送られる。チャージ圧力制御手段はモール
ド１１の構造体用キャビティ１２の上方に位置し合金チ
ャージライン１４に接続した制御オリフィス１８、及
び、キャビティ１２が満たされた後に過剰の合金を除去
し、融解合金のヘッド圧力を減少させ、セラミックシェ
ルの不当な「クリープ」を排除する逃しライン２０によ
り構成される。逃しライン２０は過剰合金リザーバ２２
に連通する。好ましくは、過剰合金リザーバ２２は合金
リザーバ１６の真下に位置し、容器１５を支持する中空
柱２４により形成される。複数個の部分モールド１１を
柱２４のまわりの半径方向に設けて、これらに関連する
複数個のチャージライン１４及び逃しライン２０を設け
るとよい。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より薄い
壁を鋳造するためのヘッド圧力の典型的な範囲は、約
８．３０Ｍｇ／ｍ3（０．３ｌｂｓ／ｉｎ3）の密度を有
するニッケルベースの超合金の場合は、約２５４ｍｍ
（１０インチ）から約３５６ｍｍ（１４インチ）までの
範囲である。この技術は、０．７６ｍｍ（０．０３イン
チ）より小さな厚さと、１．５２ｍ（５フィート）まで
の高さと、０．６１ｍ（２フィート）までの幅とを有す
るキャビティを満たすために使用してもよい。
【００２３】本発明は、約７０％より大きい（好ましく
は、約９９％又はそれより大きい）密度を有する薄いコ
アを使用して約０．１２７ないし０．３８１ｍｍ（０．
００５ないし０．０１５インチ）の幅を有する極めて薄
い通路を形成できるという発見に基づく。本発明は約
０．１２７ないし約０．５０８ｍｍ（０．００５ないし
０．０２０インチ）より小さな厚さを有し、約９９％よ
り大きな密度を有する薄いコアを利用する。これらのコ
アはセラミック材料又はプラスチック材料で作る。この
ようなコアの高密度がコア製造、ワックスパターン製
造、成形及び鋳造に耐えるに十分な強度をコアに与える
ことが分かった。このような薄いコアに使用する適当な
材料は、普通水晶と呼ばれているシリカ（ＳｉＯ2）材
料である。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さ
い厚さを有する極めて薄いコアは、これに穴を形成する
前又は後に形成される。
は、約９９％又はそれより大きい）密度を有する薄いコ
アを使用して約０．１２７ないし０．３８１ｍｍ（０．
００５ないし０．０１５インチ）の幅を有する極めて薄
い通路を形成できるという発見に基づく。本発明は約
０．１２７ないし約０．５０８ｍｍ（０．００５ないし
０．０２０インチ）より小さな厚さを有し、約９９％よ
り大きな密度を有する薄いコアを利用する。これらのコ
アはセラミック材料又はプラスチック材料で作る。この
ようなコアの高密度がコア製造、ワックスパターン製
造、成形及び鋳造に耐えるに十分な強度をコアに与える
ことが分かった。このような薄いコアに使用する適当な
材料は、普通水晶と呼ばれているシリカ（ＳｉＯ2）材
料である。約０．７６ｍｍ（０．０３インチ）より小さ
い厚さを有する極めて薄いコアは、これに穴を形成する
前又は後に形成される。
【００２４】極めて薄いセラミックコアは、合金鋳造温
度に耐えることができ強酸などで容易に除去できるか灰
を伴わずに焼失できる種々の材料で作ることができる。
極めて薄いセラミックコアのための好ましい材料は水晶
である。図６はレーザにより表面にパターンを形成され
た適当な薄いセラミックコアを示す。パターンは熱交換
ための表面積を増大させるために鋳造部品においてチャ
ンネルやペデスタルを形成する。
度に耐えることができ強酸などで容易に除去できるか灰
を伴わずに焼失できる種々の材料で作ることができる。
極めて薄いセラミックコアのための好ましい材料は水晶
である。図６はレーザにより表面にパターンを形成され
た適当な薄いセラミックコアを示す。パターンは熱交換
ための表面積を増大させるために鋳造部品においてチャ
ンネルやペデスタルを形成する。
【００２５】本発明は、薄壁構造体内に極めて小さな穴
を形成するとともに薄いコアを適所に保持するための、
約２．２９ないし約１４．０ｍｍ（０．０９ないし約
０．５５インチ）の直径を有するロッドを使用して鋳造
を行う。穴（孔）は所望の目的に応じてロッドのほかに
種々の形状のものにより形成できる。本発明において
は、薄壁内の穴は、それが薄壁の表面上で完全な位置に
位置するように配置したロッドを使用することにより、
精確に形成される。このようなロッドの使用は、穴を有
する湾曲表面が必要な場合に特に有利である。薄壁の湾
曲表面に機械加工で穴を形成するのは極めて困難であ
り、多大な時間を要し、高価となる。本発明において
は、極めて小さな穴を有する構造体を鋳造するのにロッ
ドを使用し、機械加工を排除する。しかし、このように
するためには、ロッドをコアに設けたポケット内に収容
しなければならない。ポケットはコアをモールド成形中
に形成してもよいし、ドリル加工やレーザー加工の如き
種々の手段により、モールド成形したコアに後で形成し
てもよい。
を形成するとともに薄いコアを適所に保持するための、
約２．２９ないし約１４．０ｍｍ（０．０９ないし約
０．５５インチ）の直径を有するロッドを使用して鋳造
を行う。穴（孔）は所望の目的に応じてロッドのほかに
種々の形状のものにより形成できる。本発明において
は、薄壁内の穴は、それが薄壁の表面上で完全な位置に
位置するように配置したロッドを使用することにより、
精確に形成される。このようなロッドの使用は、穴を有
する湾曲表面が必要な場合に特に有利である。薄壁の湾
曲表面に機械加工で穴を形成するのは極めて困難であ
り、多大な時間を要し、高価となる。本発明において
は、極めて小さな穴を有する構造体を鋳造するのにロッ
ドを使用し、機械加工を排除する。しかし、このように
するためには、ロッドをコアに設けたポケット内に収容
しなければならない。ポケットはコアをモールド成形中
に形成してもよいし、ドリル加工やレーザー加工の如き
種々の手段により、モールド成形したコアに後で形成し
てもよい。
【００２６】本発明は、ドリル加工すべきセラミックコ
アが従来のような保護コーティングを有さない場合に
は、ポケット２６（図５）をセラミックコア２８にドリ
ル加工することができるという発見を含む。本発明はセ
ラミックコア上での保護コーティングの使用を排除す
る。図５に示すように、保護コーティングを有さないセ
ラミックコア２８をドリル加工してポケット２６を形成
し、それにロッド３０を入れて鋳造シェル４４と主コア
２８との間に一定の関係を維持した状態で薄いセラミッ
クコア３２を保持し、主コア２８により形成される空間
から薄いセラミックコア３２により形成される狭い空間
への通路が形成されるようにする。ポケット２６はロッ
ド３０を収容するのに十分な大きさを有するが、ロッド
を所定の位置にしっかりと保持し、鋳造中のロッド又は
セラミックコアの熱膨張に耐えるのに十分な寸法とされ
る。一般に、ロッド３０の直径より約０．０１２７ない
し約０．０２５４ｍｍ（０．０００５ないし約０．００
１インチ）の範囲だけ大きいクリアランスで十分であ
る。ロッド３０は水晶、Ａｌ2Ｏ3、その他の同様の材料
で作るとよい。
アが従来のような保護コーティングを有さない場合に
は、ポケット２６（図５）をセラミックコア２８にドリ
ル加工することができるという発見を含む。本発明はセ
ラミックコア上での保護コーティングの使用を排除す
る。図５に示すように、保護コーティングを有さないセ
ラミックコア２８をドリル加工してポケット２６を形成
し、それにロッド３０を入れて鋳造シェル４４と主コア
２８との間に一定の関係を維持した状態で薄いセラミッ
クコア３２を保持し、主コア２８により形成される空間
から薄いセラミックコア３２により形成される狭い空間
への通路が形成されるようにする。ポケット２６はロッ
ド３０を収容するのに十分な大きさを有するが、ロッド
を所定の位置にしっかりと保持し、鋳造中のロッド又は
セラミックコアの熱膨張に耐えるのに十分な寸法とされ
る。一般に、ロッド３０の直径より約０．０１２７ない
し約０．０２５４ｍｍ（０．０００５ないし約０．００
１インチ）の範囲だけ大きいクリアランスで十分であ
る。ロッド３０は水晶、Ａｌ2Ｏ3、その他の同様の材料
で作るとよい。
【００２７】本発明は鋳造中に極めて薄い湾曲したコア
３２を適所に保持する方法にも関連する。本発明によれ
ば、第１セラミックコア２８を準備し、金属を所望する
領域をワックス又はプラスチックの第１パターン３４で
被覆する。次いで、湾曲した極めて薄いコア３２を第１
パターン３４上に配置し、最初は位置決めピン（図示せ
ず）で位置決めする。位置決めピンは薄いコア３２の隅
部近傍に配置し、パターン３４内へ延出し、次に行う穴
形成工程中に、薄いコアを適所に一時的に保持する。穴
は、薄いセラミックコア３２、パターン３４を貫通して
第１セラミックコア２８内にまでドリルで形成する。小
さな直径のロッド３０は穴を通して挿入され、第１セラ
ミックコア２８に形成したポケット２６内へ収容され
る。次いで、極めて薄いセラミックコア３２をワックス
又はプラスチック（又は他の適当な材料）の薄いパター
ン３６で覆う。薄いパターン３６を貫通して薄いセラミ
ックコア３２内まで、傾斜した角度で穴をドリル形成
し、薄いセラミックコア３２をその湾曲形状に保持する
のに力を要するような所定の位置にポケット３８を形成
する。薄いセラミックコア３２は、弾力性即ち弾性を有
し、例えばガスタービン羽根を作るに必要な湾曲形状か
ら変形してしまう可能性がある。外側ロッド４０の一部
を薄いパターン３６の穴を通して挿入し、薄いセラミッ
クコア３２のポケット３８内に収容させる。最後に、薄
いパターン３６及び外側ロッド４０の他の部分をセラミ
ックシェル４４で覆う。
３２を適所に保持する方法にも関連する。本発明によれ
ば、第１セラミックコア２８を準備し、金属を所望する
領域をワックス又はプラスチックの第１パターン３４で
被覆する。次いで、湾曲した極めて薄いコア３２を第１
パターン３４上に配置し、最初は位置決めピン（図示せ
ず）で位置決めする。位置決めピンは薄いコア３２の隅
部近傍に配置し、パターン３４内へ延出し、次に行う穴
形成工程中に、薄いコアを適所に一時的に保持する。穴
は、薄いセラミックコア３２、パターン３４を貫通して
第１セラミックコア２８内にまでドリルで形成する。小
さな直径のロッド３０は穴を通して挿入され、第１セラ
ミックコア２８に形成したポケット２６内へ収容され
る。次いで、極めて薄いセラミックコア３２をワックス
又はプラスチック（又は他の適当な材料）の薄いパター
ン３６で覆う。薄いパターン３６を貫通して薄いセラミ
ックコア３２内まで、傾斜した角度で穴をドリル形成
し、薄いセラミックコア３２をその湾曲形状に保持する
のに力を要するような所定の位置にポケット３８を形成
する。薄いセラミックコア３２は、弾力性即ち弾性を有
し、例えばガスタービン羽根を作るに必要な湾曲形状か
ら変形してしまう可能性がある。外側ロッド４０の一部
を薄いパターン３６の穴を通して挿入し、薄いセラミッ
クコア３２のポケット３８内に収容させる。最後に、薄
いパターン３６及び外側ロッド４０の他の部分をセラミ
ックシェル４４で覆う。
【００２８】薄いコア３２は、コア及び保持ロッドの幾
何学関係により適所に保持することもできる。ロッド
は、このロッドの長手軸線がこの軸線の近傍でのコアの
湾曲表面に対する接線に関して直角（９０°）又はそれ
以上の角度となるように、薄い湾曲コアに挿通するとよ
い。この構成により、コアの移動を阻止できる。
何学関係により適所に保持することもできる。ロッド
は、このロッドの長手軸線がこの軸線の近傍でのコアの
湾曲表面に対する接線に関して直角（９０°）又はそれ
以上の角度となるように、薄い湾曲コアに挿通するとよ
い。この構成により、コアの移動を阻止できる。
【００２９】薄いパターン３６、薄いコア３２及び第１
パターン３４を貫通して延び一端を鋳造シェル４４に担
持され他端を主コア２８に担持されたロッド４６を配置
することにより、実質的に直線状の空気通路を形成する
ことができる。一端を鋳造シェル４４に保持され薄いパ
ターン３６及び薄いコア３２を貫通して延びる第１ロッ
ド４８により、空気流のためのラビリンスを形成するこ
とができる。第２ロッド５０を第１ロッド４８から横断
方向に離して位置し、一端を主コア２８により保持し、
第１パターン３４及び薄いコア３２を貫通して延びるよ
うにする。これにより、部品を鋳造し、ロッド及びコア
を除去したとき、空気は部品の外表面から、薄いパター
ン３６に関連する薄い壁内の（ロッド４８により形成さ
れた）穴を垂直に通り、薄い壁に平行に薄いコア３２に
より形成された通路を通り、第１パターン３４に関連す
る壁の（ロッド５０により形成された）穴を垂直に通
り、主コア２８により残された空間へ流れる。この種の
ラビリンスは薄いパターン３６に関連する薄い壁との空
気接触を増長させ、薄壁の冷却効果を増大させ、これに
より、上述の他の特徴と組合さって、壁は２３７１℃
（４３００°Ｆ）又はそれ以上の温度での衝突ガスに耐
えることができる。その後、パターンを除去する場合、
ワックスパターンの場合は、全体のモールドを予熱して
ワックスをモールドから流出させ、融解合金のためのキ
ャビティを形成させ、コアは適所に強固に保持される。
次いで、合金を上述のようにモールド内で鋳造し、例え
ばカセイ溶液でロッド及びコアを除去する。
パターン３４を貫通して延び一端を鋳造シェル４４に担
持され他端を主コア２８に担持されたロッド４６を配置
することにより、実質的に直線状の空気通路を形成する
ことができる。一端を鋳造シェル４４に保持され薄いパ
ターン３６及び薄いコア３２を貫通して延びる第１ロッ
ド４８により、空気流のためのラビリンスを形成するこ
とができる。第２ロッド５０を第１ロッド４８から横断
方向に離して位置し、一端を主コア２８により保持し、
第１パターン３４及び薄いコア３２を貫通して延びるよ
うにする。これにより、部品を鋳造し、ロッド及びコア
を除去したとき、空気は部品の外表面から、薄いパター
ン３６に関連する薄い壁内の（ロッド４８により形成さ
れた）穴を垂直に通り、薄い壁に平行に薄いコア３２に
より形成された通路を通り、第１パターン３４に関連す
る壁の（ロッド５０により形成された）穴を垂直に通
り、主コア２８により残された空間へ流れる。この種の
ラビリンスは薄いパターン３６に関連する薄い壁との空
気接触を増長させ、薄壁の冷却効果を増大させ、これに
より、上述の他の特徴と組合さって、壁は２３７１℃
（４３００°Ｆ）又はそれ以上の温度での衝突ガスに耐
えることができる。その後、パターンを除去する場合、
ワックスパターンの場合は、全体のモールドを予熱して
ワックスをモールドから流出させ、融解合金のためのキ
ャビティを形成させ、コアは適所に強固に保持される。
次いで、合金を上述のようにモールド内で鋳造し、例え
ばカセイ溶液でロッド及びコアを除去する。
【００３０】本発明は、セラミックシェルに最も近い面
上のワックス又はプラスチックの上記薄い層の表面張力
を減少させることにより、セラミックシェルを使用した
ときに生じる鋳造壁の欠陥を排除できるという発見を含
む。ワックス又はプラスチックパターンの表面張力を減
少させる１方法はパターンの外表面をサンドブラストす
ることである。
上のワックス又はプラスチックの上記薄い層の表面張力
を減少させることにより、セラミックシェルを使用した
ときに生じる鋳造壁の欠陥を排除できるという発見を含
む。ワックス又はプラスチックパターンの表面張力を減
少させる１方法はパターンの外表面をサンドブラストす
ることである。
【００３１】ワックスの上述の薄い層で薄いセラミック
コアを覆った後、ワックスの薄い層及び外側ロッドの他
の部分をセラミックシェルで覆う。セラミックシェルで
の被覆は、コロイド状のシリカ溶剤内にセラミック粒子
を有するスラリー内にワックスの薄い層を最初に浸すこ
とにより行われる。適当なセラミック粒子は約３２５の
メッシュサイズを有するとよい。次いで、モールドを乾
燥セラミック耐火粉末内に浸し、シェルに強度を与え
る。セラミックスラリーにモールドを浸し次いで乾燥セ
ラミック耐火粉末にモールドを浸す工程は、シェルの十
分な厚さ（例えば、約１２．７ｍｍ（１／２インチ）の
厚さ）が得られるまで繰り返す。セラミックスラリー及
び乾燥粉末は、各浸し工程期間中、１０％ないし３０％
の相対湿度で約２２ー２６℃（７２ー７８°Ｆ）の温度
にてオーブン内で乾燥せしめられる。
コアを覆った後、ワックスの薄い層及び外側ロッドの他
の部分をセラミックシェルで覆う。セラミックシェルで
の被覆は、コロイド状のシリカ溶剤内にセラミック粒子
を有するスラリー内にワックスの薄い層を最初に浸すこ
とにより行われる。適当なセラミック粒子は約３２５の
メッシュサイズを有するとよい。次いで、モールドを乾
燥セラミック耐火粉末内に浸し、シェルに強度を与え
る。セラミックスラリーにモールドを浸し次いで乾燥セ
ラミック耐火粉末にモールドを浸す工程は、シェルの十
分な厚さ（例えば、約１２．７ｍｍ（１／２インチ）の
厚さ）が得られるまで繰り返す。セラミックスラリー及
び乾燥粉末は、各浸し工程期間中、１０％ないし３０％
の相対湿度で約２２ー２６℃（７２ー７８°Ｆ）の温度
にてオーブン内で乾燥せしめられる。
【００３２】乾燥状態において、シェルは約０．０２５
４ｍｍから約０．０７６２ｍｍまで（１／１０００イン
チから３／１０００インチまで）の範囲の寸法を有する
ダスト粒子を生じさせる。モールドを加熱したとき、加
熱によりワックスが膨張して約０．０２５４ｍｍから約
０．０７６２ｍｍまで（１／１０００インチから３／１
０００インチまで）の範囲の寸法をそれぞれ有するダス
ト粒子を十分な量だけ蓄積し、鋳造構造体内に、０．５
０８ｍｍ（２０／１０００インチ）又はそれ以上の寸法
を有する表面欠陥を生じさせる。ワックス又はプラスチ
ックのパターンをセラミックシエルで覆う前にワックス
又はプラスチックの表面張力を変更することにより、こ
の問題を解決できることが分かった。特に適当なサンド
ブラスト材料は約３４．５ｋＰａから約６８．９ｋＰａ
まで（５ｐｓｉから約１０ｐｓｉまで）の範囲の圧力で
使用する１２０グリットのＡｌ2Ｏ3である。
４ｍｍから約０．０７６２ｍｍまで（１／１０００イン
チから３／１０００インチまで）の範囲の寸法を有する
ダスト粒子を生じさせる。モールドを加熱したとき、加
熱によりワックスが膨張して約０．０２５４ｍｍから約
０．０７６２ｍｍまで（１／１０００インチから３／１
０００インチまで）の範囲の寸法をそれぞれ有するダス
ト粒子を十分な量だけ蓄積し、鋳造構造体内に、０．５
０８ｍｍ（２０／１０００インチ）又はそれ以上の寸法
を有する表面欠陥を生じさせる。ワックス又はプラスチ
ックのパターンをセラミックシエルで覆う前にワックス
又はプラスチックの表面張力を変更することにより、こ
の問題を解決できることが分かった。特に適当なサンド
ブラスト材料は約３４．５ｋＰａから約６８．９ｋＰａ
まで（５ｐｓｉから約１０ｐｓｉまで）の範囲の圧力で
使用する１２０グリットのＡｌ2Ｏ3である。
【００３３】上述の技術を使用すると、平滑な外表面を
有し約０．１２７ｍｍ（０．００５インチ）ほどに薄い
厚さの壁を有する１部品構造の薄壁構造体を製造するこ
とが可能である。図８は本発明に従って製造された単一
鋳造の薄壁ガスタービン羽根の一部を示す。図９は本発
明に従って製造された１部品構造の多重壁構造体の断面
図である。この単一鋳造の薄壁構造体は２３７１℃（４
３００°Ｆ）ほどの高温での衝突ガスに耐えることがで
きる。本発明の技術は、ガスタービン羽根のほか、ジェ
ットエンジンノズル４００（図９）や、航空機４０２
（図１０）のための翼の前縁４０４及びその類似構造体
の如き種々の物品の製造に使用できること明らかであ
る。
有し約０．１２７ｍｍ（０．００５インチ）ほどに薄い
厚さの壁を有する１部品構造の薄壁構造体を製造するこ
とが可能である。図８は本発明に従って製造された単一
鋳造の薄壁ガスタービン羽根の一部を示す。図９は本発
明に従って製造された１部品構造の多重壁構造体の断面
図である。この単一鋳造の薄壁構造体は２３７１℃（４
３００°Ｆ）ほどの高温での衝突ガスに耐えることがで
きる。本発明の技術は、ガスタービン羽根のほか、ジェ
ットエンジンノズル４００（図９）や、航空機４０２
（図１０）のための翼の前縁４０４及びその類似構造体
の如き種々の物品の製造に使用できること明らかであ
る。
【００３４】本発明によれば、等軸、単一結晶及び方向
性固化構造体等の種々の薄壁中空構造体を鋳造できる。
等軸構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．２５４ｍ
ｍ（１０／１０００インチ）から約１．０１６ｍｍ（４
０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有し、好まし
くは約０．２５４ｍｍから約０．３８１ｍｍ（１５／１
０００インチ）までの範囲の厚さを有する。単一結晶及
び方向性固化構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．
０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約１．１０６
ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有
し、好ましくは０．０７６２−０．５０８ｍｍ（３／１
０００ー２０／１０００インチ）の範囲、一層好ましく
は０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から０．２
５４ｍｍ（１０／１０００インチ）までの範囲の厚さを
有する。このような厚さを有する薄壁中空構造体は本発
明の方法を使用して精確な寸法で鋳造できる。
性固化構造体等の種々の薄壁中空構造体を鋳造できる。
等軸構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．２５４ｍ
ｍ（１０／１０００インチ）から約１．０１６ｍｍ（４
０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有し、好まし
くは約０．２５４ｍｍから約０．３８１ｍｍ（１５／１
０００インチ）までの範囲の厚さを有する。単一結晶及
び方向性固化構造体に対しては、極めて薄い壁は約０．
０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約１．１０６
ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の厚さを有
し、好ましくは０．０７６２−０．５０８ｍｍ（３／１
０００ー２０／１０００インチ）の範囲、一層好ましく
は０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から０．２
５４ｍｍ（１０／１０００インチ）までの範囲の厚さを
有する。このような厚さを有する薄壁中空構造体は本発
明の方法を使用して精確な寸法で鋳造できる。
【００３５】本発明又は本発明の素子を範囲又は比で定
義する場合は、本発明は全体範囲または、一層広い範囲
内の任意のサブ範囲又は複数のサブ範囲を含むものとす
る。例えば、本発明の素子が成分Ａの約５ないし約９５
重量％を含むのもとして述べられている場合は、成分Ａ
の約５ないし約４０重量％、成分Ａの約２０ないし約３
０重量％、及び成分Ａの約９０ないし約９５重量％を含
むものとする。例えば、Ａ5-90Ｂ20-70なる表現は、本
発明がＡ5-20Ｂ20-40の組成物、Ａ85-90Ｂ20-25の組成
物、Ａ43Ｂ57の組成物等を含むものとする。例えば、
「約０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約
１．０１６ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の
厚さ」なる表現は、約０．０７６２−０．１２７ｍｍ
（３／１０００−５／１０００インチ）の範囲の厚さ、
及び０．１２７−０．３８１ｍｍ（５／１０００−１５
／１０００インチ）の範囲の厚さ等を含むものとする。
義する場合は、本発明は全体範囲または、一層広い範囲
内の任意のサブ範囲又は複数のサブ範囲を含むものとす
る。例えば、本発明の素子が成分Ａの約５ないし約９５
重量％を含むのもとして述べられている場合は、成分Ａ
の約５ないし約４０重量％、成分Ａの約２０ないし約３
０重量％、及び成分Ａの約９０ないし約９５重量％を含
むものとする。例えば、Ａ5-90Ｂ20-70なる表現は、本
発明がＡ5-20Ｂ20-40の組成物、Ａ85-90Ｂ20-25の組成
物、Ａ43Ｂ57の組成物等を含むものとする。例えば、
「約０．０７６２ｍｍ（３／１０００インチ）から約
１．０１６ｍｍ（４０／１０００インチ）までの範囲の
厚さ」なる表現は、約０．０７６２−０．１２７ｍｍ
（３／１０００−５／１０００インチ）の範囲の厚さ、
及び０．１２７−０．３８１ｍｍ（５／１０００−１５
／１０００インチ）の範囲の厚さ等を含むものとする。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の鋳造モールドの断面図である。
【図２】モールドにクリープが生じた後の従来の鋳造モ
ールドの断面図である。
ールドの断面図である。
【図３】本発明の時間に対するチャージ圧力の変化を示
すグラフである。
すグラフである。
【図４】本発明の鋳造モールドの断面図である。
【図５】本発明の鋳造モールド、パターン、コア及びロ
ッドの組合せ体を示す断面部分図である。
ッドの組合せ体を示す断面部分図である。
【図６】本発明の薄いセラミックコアの斜視図である。
【図７】単一結晶合金構造体を形成する方法を示す部分
断面図である。
断面図である。
【図８】本発明の多重壁構造体の一部を示す斜視図であ
る。
る。
【図９】本発明に従って形成したノズルを有するジェッ
トエンジンの部分断面図である。
トエンジンの部分断面図である。
【図１０】本発明に係る材料から作った前縁を有する航
空機の部分斜視図である。
空機の部分斜視図である。
【図１１】従来のフィルム冷却タービン羽根の断面図で
ある。
ある。
【図１２】本発明に係る薄い外壁を有する１部品構造の
単一鋳造タービン羽根の断面図である。
単一鋳造タービン羽根の断面図である。
【図１３】種々のタービン羽根構造を使用したガスター
ビンエンジンのための実際の作動タービン入口温度と時
間との関係を示すグラフである。
ビンエンジンのための実際の作動タービン入口温度と時
間との関係を示すグラフである。
【符号の説明】 １１ 部分モールド １２ キャビティ １４ チャージライン １６ リザーバ １８ オリフィス ２０ 逃しライン ２２ リザーバ ２６、３８ ポケット ２８ 主セラミックコア ３０、４０ ロッド ３２ 薄いセラミックコア ３４ 第１パターン ３６ 第２パターン ４４ 鋳造モールド（セラミックシェル）
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０１Ｄ 5/18 Ｆ０１Ｄ 5/18 (71)出願人 594201032 Ｐ．Ｏ．Ｂｏｘ 420，Ｉｎｄｉａｎａｐ ｏｌｉｓ，Ｉｎｄｉａｎａ 46206，Ｕｎ ｉｔｅｄ Ｓｔａｔｅｓ ｏｆ Ａｍｅｒ ｉｃａ (72)発明者 ジェームズ・ポール・ホフ アメリカ合衆国インディアナ州46140，グ リーンフィールド，ノース・トロイ・ロー ド 8834 (72)発明者 ドナルド・ジェームズ・フレイジア アメリカ合衆国インディアナ州46142，グ リーンウッド，モカシン・ロード 616 (72)発明者 ラルフ・エドモンド・ピーラー アメリカ合衆国インディアナ州46171，リ ールズヴィル，ルーラル・ルート １，ボ ックス 320 (72)発明者 ヘイジ・ミューラー−ラージェント アメリカ合衆国インディアナ州46241，イ ンディアナポリス，ピー・オー・ボックス 41091 (72)発明者 フロイド・フリーマン・ツリーズ アメリカ合衆国インディアナ州47402，ブ ルーミントン，ウエスト・ステート・ロー ド 46 5665，ボックス エイ10 ロット ナンバー６ (72)発明者 ジェームズ・ロドニー・ウェットストーン アメリカ合衆国インディアナ州46214，イ ンディアナポリス，マリナー・ウェイ 7265 ナンバー107 (72)発明者 ジョン・ヘンリー・レーン アメリカ合衆国インディアナ州46240，イ ンディアナポリス，ノース・ペンシルバニ ア 8616 (72)発明者 ラルフ・エドワード・ジェフリーズ アメリカ合衆国インディアナ州46254，イ ンディアナポリス，フィールドストーン・ トレイル 4954
Claims (13)
- 【請求項１】 少なくとも一部がセラミックシェルによ
り画定された０．７６２ｍｍ以下の厚さを有するモール
ドキャビティ内へ融解合金を射出する方法において、前
記融解合金で前記モールドキャビティ全体を満たさせる
と共に、当該合金の射出圧力で前記セラミックシェルに
クリープを生じさせないように、当該射出工程中、合金
の射出圧力を減少させることを特徴とする射出方法。 - 【請求項２】 多重壁の合金構造体を製造する方法にお
いて、 前記合金構造体内の空間に対応する主コア（２８）を提
供する工程と；前記合金構造体の第１壁に対応する第１
除去可能パターン（３４）を前記主コア上に覆う工程
と；前記主コアに対して一定の関係で７０％より大きな
密度を有する薄いコア（３２）を、前記合金構造体内の
薄い通路に対応させて設ける工程と；前記合金構造体内
の０．７６２ｍｍ以下の厚さを有する薄い壁に対応させ
て、前記薄いコアを覆う第２除去可能パターン（３６）
を設ける工程と；前記薄い壁の外表面を画定するように
前記第２除去可能パターンを鋳造モールド（４４）で囲
む工程と；前記主コア及び薄いコアを相互に関して及び
前記鋳造モールドに関して一定の関係に維持しながら、
前記第１及び第２除去可能パターンを除去する工程と；
融解合金で前記鋳造モールドをチャージし、当該鋳造モ
ールドにクリープを生じさせずに前記薄い壁を形成する
ように経時的にチャージ圧力を変化させる工程と；前記
融解合金を固化させる固化工程と；前記鋳造モールド及
びコアを除去し、多重壁の合金構造体を提供する工程
と；を有することを特徴とする多重壁合金構造体の製造
方法。 - 【請求項３】 前記固化工程が、全体にわたり単結晶組
織を有する合金構造体を生じさせるように実行されるこ
とを特徴とする請求項２の方法。 - 【請求項４】 前記薄いコア（３２）が、２．２９ｍｍ
から１４．００ｍｍまでの範囲の直径を有する細いロッ
ド（３０、４０）により、前記主コア（２８）及び前記
鋳造モールド（４４）に対して一定関係に保持されるこ
とを特徴とする請求項２の方法。 - 【請求項５】 主セラミックコア（２８）を提供する工
程と；合金を鋳造すべきキャビティに対応する第１パタ
ーン（３４）を前記主セラミックコア上に覆う工程と；
０．５０８ｍｍより小さな厚さと７０％より大きな密度
とを有する薄いコア（３２）を、湾曲形状を有するよう
に前記第１パターン上に配置する工程と； 第１の細い
ロッド（３０）を収容するためのポケットを前記主セラ
ミックコア内に形成するために、湾曲した前記薄いコア
及び前記第１パターンを貫通して当該主セラミックコア
内へ延びる孔（２６）を形成する工程と；前記第１ロッ
ドの長手軸線と前記主セラミックコアから離れた前記薄
いコアの外表面とが実質上直角となるように当該薄いコ
ア通して当該ロッドの一部を挿入し、前記第１パターン
を通して該ロッドを挿入し、該ロッドの一部を当該主セ
ラミックコアに形成した前記ポケット内に強固に嵌合す
る工程と；合金を鋳造すべきキャビティに対応する第２
パターン（３６）を前記薄いコア上に覆う工程と；該薄
いコアを湾曲形状を呈するように保持するのに力が必要
となるような位置に第２ロッド（４０）を収容するため
の傾斜ポケットを該薄いコア内に形成するために、前記
第２パターンを貫通して該薄いコア内へ延びる孔（３
８）を形成する工程と；前記第２ロッドを前記第２パタ
ーンの孔に挿入して、当該第２ロッドを前記薄いコアの
ポケット内に嵌合させる工程と；鋳造モールド（４４）
が前記第２ロッドの一端を担持し、前記第１及び第２パ
ターンを除去したときに、前記コアが相互に及び当該鋳
造モールドに関して一定の関係を維持し前記薄いコアが
その湾曲形状を維持するように、鋳造モールドにより前
記第２パターンを囲む工程と；を有することを特徴とす
る方法。 - 【請求項６】 前記第１及び第２ロッド（３０、４０）
及び（又は）前記薄いコア（３２）を水晶で形成したこ
とを特徴とする請求項５の方法。 - 【請求項７】 前記第１及び第２パターン（３４、３
６）を除去する工程と；前記鋳造モールド（４４）内に
融解合金を鋳込み同合金を固化する工程と；前記第１及
び第２ロッド（３０、４０）、前記コア（２８、３２）
及び当該鋳造モールドを除去する工程と；を更に有する
ことを特徴とする請求項５又は６の方法。 - 【請求項８】 前記第２パターン（３６）が０．７６２
ｍｍより小さな厚さを有し；前記鋳造モールド（４４）
にクリープを生じさせずに、前記第２パターンの除去に
より発生した空間を合金で完全に満たさせるように、合
金チャージ圧力を常時減少させる工程を更に有すること
を特徴とする請求項５、６又は７の方法。 - 【請求項９】 合金鋳造モールドにおいて、 融解合金用のリザーバ（１６）と；融解合金の固化時に
所望の形状を与えるようなキャビティ（１２）を有する
部分モールド（１１）と；前記リザーバと前記部分モー
ルドとに連通する融解合金チャージライン（１４）と；
前記部分モールドのキャビティを融解合金で完全に満た
させるための、及び、当該部分モールドにクリープを生
じさせず、当該キャビティを歪ませないように、該キャ
ビティ内への融解合金の射出時に融解合金のチャージ圧
力を減少させるための合金チャージ圧力制御手段（１
８、２０）と；を有することを特徴とする合金鋳造モー
ルド。 - 【請求項１０】 前記合金チャージ圧力制御手段が、前
記融解合金チャージラインに連通し、前記キャビティを
融解合金で満たすが前記部分モールドにクリープを生じ
させないのに十分な時間にわたってチャージ圧力を変化
させるように位置した逃しライン（２０）を有すること
を特徴とする請求項９の合金鋳造モールド。 - 【請求項１１】 前記逃しラインに連通した第２リザー
バ（２２）を更に有することを特徴とする請求項１０の
合金鋳造モールド。 - 【請求項１２】 前記第２リザーバが前記部分モールド
の上方の位置で前記融解合金用のリザーバを支持する柱
（２４）の中空部分により画定されていることを特徴と
する請求項１１の合金鋳造モールド。 - 【請求項１３】 前記柱の周りに位置した複数個の部分
モールド（１１）を備え、当該各部分モールドが前記融
解合金用のリザーバ及び前記第２リザーバに連通したチ
ャージライン（１４）を有することを特徴とする請求項
１２の合金鋳造モールド。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/838,154 US5295530A (en) | 1992-02-18 | 1992-02-18 | Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same |
| US838154 | 1992-02-18 |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5029421A Division JPH0655256A (ja) | 1992-02-18 | 1993-02-18 | 合金構造体、その製造方法及び合金鋳造モールド |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1029053A true JPH1029053A (ja) | 1998-02-03 |
| JP2838081B2 JP2838081B2 (ja) | 1998-12-16 |
Family
ID=25276404
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5029421A Pending JPH0655256A (ja) | 1992-02-18 | 1993-02-18 | 合金構造体、その製造方法及び合金鋳造モールド |
| JP9091087A Expired - Lifetime JP2838081B2 (ja) | 1992-02-18 | 1997-04-09 | 合金構造体の製造方法及び合金鋳造モールド |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5029421A Pending JPH0655256A (ja) | 1992-02-18 | 1993-02-18 | 合金構造体、その製造方法及び合金鋳造モールド |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (5) | US5295530A (ja) |
| EP (4) | EP1053803A3 (ja) |
| JP (2) | JPH0655256A (ja) |
| CA (1) | CA2077222C (ja) |
| DE (3) | DE69330212T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2015535487A (ja) * | 2012-11-22 | 2015-12-14 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 内部壁において面取りされた端面を有する鋳型 |
Families Citing this family (155)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60104419A (ja) * | 1983-11-12 | 1985-06-08 | Aisin Seiki Co Ltd | 開口覆材の自動開閉装置 |
| US5295530A (en) * | 1992-02-18 | 1994-03-22 | General Motors Corporation | Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same |
| US5810552A (en) * | 1992-02-18 | 1998-09-22 | Allison Engine Company, Inc. | Single-cast, high-temperature, thin wall structures having a high thermal conductivity member connecting the walls and methods of making the same |
| US5465780A (en) * | 1993-11-23 | 1995-11-14 | Alliedsignal Inc. | Laser machining of ceramic cores |
| EP0694677B1 (en) * | 1994-07-29 | 1999-04-21 | United Technologies Corporation | Seal for a gas turbine engine |
| US5735335A (en) * | 1995-07-11 | 1998-04-07 | Extrude Hone Corporation | Investment casting molds and cores |
| US5662160A (en) * | 1995-10-12 | 1997-09-02 | General Electric Co. | Turbine nozzle and related casting method for optimal fillet wall thickness control |
| US5623985A (en) * | 1996-03-13 | 1997-04-29 | Pcc Airfoils, Inc. | Apparatus and method for molding an article |
| US5853044A (en) * | 1996-04-24 | 1998-12-29 | Pcc Airfoils, Inc. | Method of casting an article |
| US5950705A (en) * | 1996-12-03 | 1999-09-14 | General Electric Company | Method for casting and controlling wall thickness |
| EP0973998B1 (de) * | 1997-04-07 | 2001-09-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur kühlung einer turbinenschaufel |
| EP0894558A1 (de) * | 1997-07-29 | 1999-02-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel |
| RU2126308C1 (ru) * | 1998-01-23 | 1999-02-20 | Государственное предприятие Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Способ изготовления составного керамического стержня для литья полых изделий |
| DE19819166A1 (de) * | 1998-04-24 | 1999-11-04 | Siemens Ag | Verfahren zur Erfassung eines thermischen Abbildes eines Verbrauchers |
| US6190133B1 (en) | 1998-08-14 | 2001-02-20 | Allison Engine Company | High stiffness airoil and method of manufacture |
| US6050325A (en) * | 1998-09-16 | 2000-04-18 | Pcc Airfoils, Inc. | Method of casting a thin wall |
| US7343960B1 (en) * | 1998-11-20 | 2008-03-18 | Rolls-Royce Corporation | Method and apparatus for production of a cast component |
| US6932145B2 (en) | 1998-11-20 | 2005-08-23 | Rolls-Royce Corporation | Method and apparatus for production of a cast component |
| CA2351322C (en) | 1998-11-20 | 2008-07-29 | Rolls-Royce Corporation | Method and apparatus for production of a cast component |
| US6347660B1 (en) * | 1998-12-01 | 2002-02-19 | Howmet Research Corporation | Multipiece core assembly for cast airfoil |
| US6186217B1 (en) | 1998-12-01 | 2001-02-13 | Howmet Research Corporation | Multipiece core assembly |
| JP3835973B2 (ja) * | 1999-06-18 | 2006-10-18 | 日本碍子株式会社 | 薄肉部付き鋳造物の製造方法 |
| US6626230B1 (en) | 1999-10-26 | 2003-09-30 | Howmet Research Corporation | Multi-wall core and process |
| US6302185B1 (en) * | 2000-01-10 | 2001-10-16 | General Electric Company | Casting having an enhanced heat transfer surface, and mold and pattern for forming same |
| US6786982B2 (en) | 2000-01-10 | 2004-09-07 | General Electric Company | Casting having an enhanced heat transfer, surface, and mold and pattern for forming same |
| US6502622B2 (en) * | 2001-05-24 | 2003-01-07 | General Electric Company | Casting having an enhanced heat transfer, surface, and mold and pattern for forming same |
| US6557621B1 (en) * | 2000-01-10 | 2003-05-06 | Allison Advanced Development Comapny | Casting core and method of casting a gas turbine engine component |
| US6443700B1 (en) | 2000-11-08 | 2002-09-03 | General Electric Co. | Transpiration-cooled structure and method for its preparation |
| US6505678B2 (en) | 2001-04-17 | 2003-01-14 | Howmet Research Corporation | Ceramic core with locators and method |
| US6403020B1 (en) | 2001-08-07 | 2002-06-11 | Howmet Research Corporation | Method for firing ceramic cores |
| JP3831638B2 (ja) * | 2001-08-09 | 2006-10-11 | 三菱重工業株式会社 | 板状体接合方法、接合体、ガスタービン燃焼器用の尾筒、及び、ガスタービン燃焼器 |
| US6637500B2 (en) * | 2001-10-24 | 2003-10-28 | United Technologies Corporation | Cores for use in precision investment casting |
| US6974308B2 (en) | 2001-11-14 | 2005-12-13 | Honeywell International, Inc. | High effectiveness cooled turbine vane or blade |
| US6837687B2 (en) | 2001-12-20 | 2005-01-04 | General Electric Company | Foil formed structure for turbine airfoil |
| US6640546B2 (en) | 2001-12-20 | 2003-11-04 | General Electric Company | Foil formed cooling area enhancement |
| US6551063B1 (en) | 2001-12-20 | 2003-04-22 | General Electric Company | Foil formed structure for turbine airfoil trailing edge |
| FR2836282B1 (fr) * | 2002-02-19 | 2004-04-02 | Commissariat Energie Atomique | Structure alveolaire et procede de fabrication d'une telle structure |
| US6676381B2 (en) * | 2002-04-03 | 2004-01-13 | General Electric Company | Method and apparatus for casting near-net shape articles |
| US6615899B1 (en) | 2002-07-12 | 2003-09-09 | Honeywell International Inc. | Method of casting a metal article having a thinwall |
| US20050006047A1 (en) * | 2003-07-10 | 2005-01-13 | General Electric Company | Investment casting method and cores and dies used therein |
| US7201212B2 (en) * | 2003-08-28 | 2007-04-10 | United Technologies Corporation | Investment casting |
| RU2252109C1 (ru) * | 2003-09-16 | 2005-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") | Способ литья полых охлаждаемых изделий и литое полое охлаждаемое изделие |
| DE10346366A1 (de) * | 2003-09-29 | 2005-04-28 | Rolls Royce Deutschland | Turbinenschaufel für ein Flugzeugtriebwerk und Gießform zu deren Herstellung |
| US20050087319A1 (en) * | 2003-10-16 | 2005-04-28 | Beals James T. | Refractory metal core wall thickness control |
| DE50311059D1 (de) | 2003-10-29 | 2009-02-26 | Siemens Ag | Gussform |
| GB0327462D0 (en) * | 2003-11-26 | 2003-12-31 | Rolls Royce Plc | An arrangement for providing heat to a portion of a component of a gas turbine engine |
| US7036556B2 (en) * | 2004-02-27 | 2006-05-02 | Oroflex Pin Development Llc | Investment casting pins |
| US7302990B2 (en) * | 2004-05-06 | 2007-12-04 | General Electric Company | Method of forming concavities in the surface of a metal component, and related processes and articles |
| US7464554B2 (en) * | 2004-09-09 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device |
| FR2875425B1 (fr) * | 2004-09-21 | 2007-03-30 | Snecma Moteurs Sa | Procede de fabrication d'une aube de turbomachine, assemblage de noyaux pour la mise en oeuvre du procede. |
| US7448433B2 (en) * | 2004-09-24 | 2008-11-11 | Honeywell International Inc. | Rapid prototype casting |
| US7093645B2 (en) | 2004-12-20 | 2006-08-22 | Howmet Research Corporation | Ceramic casting core and method |
| EP1674174B1 (de) * | 2004-12-27 | 2009-02-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Herstellung einer Gussform |
| RU2283722C1 (ru) * | 2005-03-25 | 2006-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ получения литейных керамических стержней |
| US20060231535A1 (en) | 2005-04-19 | 2006-10-19 | Fuesting Timothy P | Method of welding a gamma-prime precipitate strengthened material |
| US7325587B2 (en) * | 2005-08-30 | 2008-02-05 | United Technologies Corporation | Method for casting cooling holes |
| US20070074839A1 (en) * | 2005-10-03 | 2007-04-05 | United Technologies Corporation | Method for manufacturing a pattern for a hollow component |
| US7802613B2 (en) * | 2006-01-30 | 2010-09-28 | United Technologies Corporation | Metallic coated cores to facilitate thin wall casting |
| US20080005903A1 (en) * | 2006-07-05 | 2008-01-10 | United Technologies Corporation | External datum system and film hole positioning using core locating holes |
| US8575513B2 (en) * | 2006-07-06 | 2013-11-05 | Siemens Energy, Inc. | Rapid prototyping of ceramic articles |
| US7699583B2 (en) * | 2006-07-21 | 2010-04-20 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling |
| EP1882818B1 (en) * | 2006-07-18 | 2013-06-05 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit vortex turbulators for blade cooling |
| US20080110024A1 (en) * | 2006-11-14 | 2008-05-15 | Reilly P Brennan | Airfoil casting methods |
| US7624787B2 (en) * | 2006-12-06 | 2009-12-01 | General Electric Company | Disposable insert, and use thereof in a method for manufacturing an airfoil |
| US7938168B2 (en) * | 2006-12-06 | 2011-05-10 | General Electric Company | Ceramic cores, methods of manufacture thereof and articles manufactured from the same |
| DE102007012321A1 (de) * | 2007-03-09 | 2008-09-11 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zum Feingießen von metallischen Bauteilen mit dünnen Durchgangskanälen |
| US20100025001A1 (en) * | 2007-06-25 | 2010-02-04 | Ching-Pang Lee | Methods for fabricating gas turbine components using an integrated disposable core and shell die |
| FR2927269B1 (fr) * | 2008-02-13 | 2010-10-29 | C T I F Ct Tech Des Ind De La | Preforme et procede pour la fabrication d'une piece dont une partie interieure est en mousse metallique |
| US7918265B2 (en) * | 2008-02-14 | 2011-04-05 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for as-cast seal on turbine blades |
| ATE528606T1 (de) * | 2008-12-16 | 2011-10-15 | Siemens Ag | Multi-impingement-verbund zum kühlen einer wand |
| US20100272953A1 (en) * | 2009-04-28 | 2010-10-28 | Honeywell International Inc. | Cooled hybrid structure for gas turbine engine and method for the fabrication thereof |
| CN102292465B (zh) | 2009-05-20 | 2014-04-09 | 豪梅特公司 | Pt-Al-Hf/Zr涂层及方法 |
| US20110094698A1 (en) * | 2009-10-28 | 2011-04-28 | Howmet Corporation | Fugitive core tooling and method |
| US10337404B2 (en) * | 2010-03-08 | 2019-07-02 | General Electric Company | Preferential cooling of gas turbine nozzles |
| US8936068B2 (en) * | 2010-06-01 | 2015-01-20 | Siemens Energy, Inc. | Method of casting a component having interior passageways |
| GB201016335D0 (en) * | 2010-09-29 | 2010-11-10 | Rolls Royce Plc | Endwall component for a turbine stage of a gas turbine engine |
| US8899303B2 (en) | 2011-05-10 | 2014-12-02 | Howmet Corporation | Ceramic core with composite insert for casting airfoils |
| US8915289B2 (en) * | 2011-05-10 | 2014-12-23 | Howmet Corporation | Ceramic core with composite insert for casting airfoils |
| US9260191B2 (en) * | 2011-08-26 | 2016-02-16 | Hs Marston Aerospace Ltd. | Heat exhanger apparatus including heat transfer surfaces |
| US8956700B2 (en) | 2011-10-19 | 2015-02-17 | General Electric Company | Method for adhering a coating to a substrate structure |
| US20130104567A1 (en) * | 2011-10-31 | 2013-05-02 | Douglas Gerard Konitzer | Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
| US9498823B2 (en) | 2011-11-07 | 2016-11-22 | United Technologies Corporation | Metal casting apparatus, cast work piece and method therefor |
| US9649686B2 (en) * | 2012-02-22 | 2017-05-16 | General Electric Company | Casting preforms and methods of use thereof |
| US10156359B2 (en) | 2012-12-28 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure |
| US10018052B2 (en) | 2012-12-28 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having engineered vascular structure |
| US10173932B1 (en) | 2012-12-31 | 2019-01-08 | General Electric Company | Disposable core die and method of fabricating a ceramic body |
| US9835035B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-12-05 | Howmet Corporation | Cast-in cooling features especially for turbine airfoils |
| JP6537221B2 (ja) | 2013-03-13 | 2019-07-03 | ハウメット コーポレイションＨｏｗｍｅｔ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | 複合インサートを有するエアフォイル鋳造用セラミックコア |
| DE102013016868A1 (de) * | 2013-10-11 | 2015-04-16 | Flc Flowcastings Gmbh | Feingussverfahren hohler Bauteile |
| CN104646633B (zh) * | 2013-11-20 | 2017-06-30 | 沈阳工业大学 | 局部可自由伸缩的单晶叶片用复杂结构陶瓷型芯制备工艺 |
| GB201411332D0 (en) | 2014-06-26 | 2014-08-13 | Rolls Royce Plc | Core positioning |
| US9616492B2 (en) | 2014-09-16 | 2017-04-11 | Pcc Airfoils, Inc. | Core making method and apparatus |
| US9387533B1 (en) * | 2014-09-29 | 2016-07-12 | Mikro Systems, Inc. | Systems, devices, and methods involving precision component castings |
| CN104353784B (zh) * | 2014-10-31 | 2016-09-07 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种高温合金空腔复杂薄壁结构件骨架的精铸方法 |
| CN104439097A (zh) * | 2014-11-10 | 2015-03-25 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种解决高温合金扩张调节片底板穿透疏松缺陷的方法 |
| US10260353B2 (en) | 2014-12-04 | 2019-04-16 | Rolls-Royce Corporation | Controlling exit side geometry of formed holes |
| US10507515B2 (en) * | 2014-12-15 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Ceramic core for component casting |
| US10094287B2 (en) | 2015-02-10 | 2018-10-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with vascular cooling scheme |
| EP3081751B1 (en) * | 2015-04-14 | 2020-10-21 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Cooled airfoil and method for manufacturing said airfoil |
| WO2016174694A1 (en) * | 2015-04-30 | 2016-11-03 | Europea Microfusioni Aerospaziali S.P.A. | Furnace for the production of components made of superalloy by means of the process of investment casting |
| US10583479B2 (en) * | 2015-06-23 | 2020-03-10 | Rolls-Royce Corporation | Automated bi-casting |
| FR3037829B1 (fr) * | 2015-06-29 | 2017-07-21 | Snecma | Noyau pour le moulage d'une aube ayant des cavites superposees et comprenant un trou de depoussierage traversant une cavite de part en part |
| US9987677B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-06-05 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US10099284B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein |
| US10099276B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
| US10099283B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
| US10137499B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-11-27 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
| US10046389B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-08-14 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US10118217B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-11-06 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US9579714B1 (en) | 2015-12-17 | 2017-02-28 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure |
| US10150158B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-12-11 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
| US9968991B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-05-15 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure |
| US10053989B2 (en) * | 2015-12-21 | 2018-08-21 | General Electric Company | Cooling circuit for a multi-wall blade |
| US10697305B2 (en) * | 2016-01-08 | 2020-06-30 | General Electric Company | Method for making hybrid ceramic/metal, ceramic/ceramic body by using 3D printing process |
| US10339264B2 (en) | 2016-01-14 | 2019-07-02 | Rolls-Royce Engine Services Oakland, Inc. | Using scanned vanes to determine effective flow areas |
| FR3046736B1 (fr) * | 2016-01-15 | 2021-04-23 | Safran | Noyau refractaire comprenant un corps principal et une coque |
| US10012099B2 (en) | 2016-01-22 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Thin seal for an engine |
| US10221694B2 (en) | 2016-02-17 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure |
| US10335853B2 (en) | 2016-04-27 | 2019-07-02 | General Electric Company | Method and assembly for forming components using a jacketed core |
| US10286450B2 (en) | 2016-04-27 | 2019-05-14 | General Electric Company | Method and assembly for forming components using a jacketed core |
| US10458259B2 (en) | 2016-05-12 | 2019-10-29 | General Electric Company | Engine component wall with a cooling circuit |
| ITUA20164081A1 (it) * | 2016-06-03 | 2017-12-03 | Europea Microfusioni Aerospaziali S P A | Sonda di temperatura per la misurazione automatizzata della temperatura di un forno di fusione e relativo procedimento di misurazione. |
| US10279388B2 (en) * | 2016-08-03 | 2019-05-07 | General Electric Company | Methods for forming components using a jacketed mold pattern |
| US10767489B2 (en) | 2016-08-16 | 2020-09-08 | General Electric Company | Component for a turbine engine with a hole |
| US10508551B2 (en) | 2016-08-16 | 2019-12-17 | General Electric Company | Engine component with porous trench |
| US10612389B2 (en) | 2016-08-16 | 2020-04-07 | General Electric Company | Engine component with porous section |
| US10677079B2 (en) * | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with ceramic airfoil piece having internal cooling circuit |
| US20180161866A1 (en) | 2016-12-13 | 2018-06-14 | General Electric Company | Multi-piece integrated core-shell structure for making cast component |
| US10807154B2 (en) * | 2016-12-13 | 2020-10-20 | General Electric Company | Integrated casting core-shell structure for making cast component with cooling holes in inaccessible locations |
| US11813669B2 (en) | 2016-12-13 | 2023-11-14 | General Electric Company | Method for making an integrated core-shell structure |
| DE102017106775A1 (de) * | 2017-03-29 | 2018-10-04 | Nemak, S.A.B. De C.V. | Gießkern und Verfahren zu seiner Herstellung |
| US10391670B2 (en) | 2017-06-28 | 2019-08-27 | General Electric Company | Additively manufactured integrated casting core structure with ceramic shell |
| US10391549B2 (en) * | 2017-06-28 | 2019-08-27 | General Electric Company | Additively manufactured casting core-shell hybrid mold and ceramic shell |
| US11192172B2 (en) * | 2017-06-28 | 2021-12-07 | General Electric Company | Additively manufactured interlocking casting core structure with ceramic shell |
| US11173542B2 (en) * | 2017-06-28 | 2021-11-16 | General Electric Company | Additively manufactured casting core-shell mold and ceramic shell with variable thermal properties |
| US10974312B2 (en) | 2017-06-28 | 2021-04-13 | General Electric Company | Additively manufactured casting core-shell mold with integrated filter and ceramic shell |
| DE102017122973A1 (de) | 2017-10-04 | 2019-04-04 | Flc Flowcastings Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines keramischen Kerns für das Herstellen eines Gussteils mit Hohlraumstrukturen sowie keramischer Kern |
| DE212018000316U1 (de) * | 2017-10-25 | 2020-07-07 | 10X Technology Llc | Starres polymeres Blatt für eine Windkraftanlage und Vorrichtung zu seiner Herstellung |
| DE102018200705A1 (de) | 2018-01-17 | 2019-07-18 | Flc Flowcastings Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines keramischen Kerns für das Herstellen eines Gussteils mit Hohlraumstrukturen sowie keramischer Kern |
| KR200493044Y1 (ko) * | 2018-05-10 | 2021-01-21 | 두산중공업 주식회사 | 슬래그 스파우트 |
| US10774653B2 (en) | 2018-12-11 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Composite gas turbine engine component with lattice structure |
| CN110711845B (zh) * | 2019-10-31 | 2021-02-09 | 中国航发南方工业有限公司 | 陶瓷型芯、陶瓷型芯的制备方法及铸件的制备方法 |
| US11203947B2 (en) * | 2020-05-08 | 2021-12-21 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having internally cooled wall with liner and shell |
| CN112139478A (zh) * | 2020-06-28 | 2020-12-29 | 西安航天发动机有限公司 | 一种含两种异质材料的零件复合制造方法 |
| CN112620583A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-04-09 | 重庆江增机械有限公司 | 一种球铁铸件薄壁上狭长孔槽的制作方法 |
| CN115255336B (zh) * | 2022-08-30 | 2024-03-26 | 北京航空航天大学 | 一种复合成分单晶薄壁构件及其制备方法 |
| US12196131B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-01-14 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12428992B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-09-30 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12392290B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-08-19 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12503980B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-12-23 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12535033B2 (en) | 2022-11-01 | 2026-01-27 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12410753B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-09-09 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| CN119839235A (zh) * | 2023-10-16 | 2025-04-18 | 中国科学院金属研究所 | 一种薄壁叶片变形的控制方法 |
| WO2025165245A1 (en) * | 2024-01-30 | 2025-08-07 | Ge Infrastructure Technology Llc | Systems and methods for limiting core movement during firing of ceramic molds |
| US12540551B1 (en) | 2025-07-01 | 2026-02-03 | General Electric Company | Gas turbine engines including splittered airfoils |
Family Cites Families (119)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB797678A (en) * | 1955-04-14 | 1958-07-09 | Torday Ltd | An improved method of manufacturing hollow honeycomb-like metallic elements |
| DE1173732B (de) * | 1960-06-08 | 1964-07-09 | Gen Motors Corp | Gegossene Turbinenschaufel |
| US3659645A (en) * | 1965-08-09 | 1972-05-02 | Trw Inc | Means for supporting core in open ended shell mold |
| US3584972A (en) * | 1966-02-09 | 1971-06-15 | Gen Motors Corp | Laminated porous metal |
| US3529905A (en) * | 1966-12-12 | 1970-09-22 | Gen Motors Corp | Cellular metal and seal |
| CH464755A (de) * | 1967-11-16 | 1968-10-31 | Siemens Ag | Messwertgeber für Fadenlängen-Messeinrichtungen |
| US3963368A (en) * | 1967-12-19 | 1976-06-15 | General Motors Corporation | Turbine cooling |
| US3950114A (en) * | 1968-02-23 | 1976-04-13 | General Motors Corporation | Turbine blade |
| US3619082A (en) * | 1968-07-05 | 1971-11-09 | Gen Motors Corp | Turbine blade |
| US3497277A (en) * | 1968-09-03 | 1970-02-24 | Gen Motors Corp | Bearing lubrication |
| US3560107A (en) * | 1968-09-25 | 1971-02-02 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil |
| US3662816A (en) * | 1968-10-01 | 1972-05-16 | Trw Inc | Means for preventing core shift in casting articles |
| US3527544A (en) * | 1968-12-12 | 1970-09-08 | Gen Motors Corp | Cooled blade shroud |
| US3606573A (en) * | 1969-08-15 | 1971-09-20 | Gen Motors Corp | Porous laminate |
| US3606572A (en) * | 1969-08-25 | 1971-09-20 | Gen Motors Corp | Airfoil with porous leading edge |
| US3672787A (en) * | 1969-10-31 | 1972-06-27 | Avco Corp | Turbine blade having a cooled laminated skin |
| US3698834A (en) * | 1969-11-24 | 1972-10-17 | Gen Motors Corp | Transpiration cooling |
| US3700418A (en) * | 1969-11-24 | 1972-10-24 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil and method of making it |
| US3604499A (en) * | 1969-12-04 | 1971-09-14 | Pic Air Inc | Diecasting machine with force-balanced reciprocation apparatus and transferring means |
| US3616125A (en) * | 1970-05-04 | 1971-10-26 | Gen Motors Corp | Airfoil structures provided with cooling means for improved transpiration |
| US3603599A (en) * | 1970-05-06 | 1971-09-07 | Gen Motors Corp | Cooled seal |
| US3644059A (en) * | 1970-06-05 | 1972-02-22 | John K Bryan | Cooled airfoil |
| US3644060A (en) * | 1970-06-05 | 1972-02-22 | John K Bryan | Cooled airfoil |
| US3610769A (en) * | 1970-06-08 | 1971-10-05 | Gen Motors Corp | Porous facing attachment |
| US3652248A (en) | 1970-06-09 | 1972-03-28 | Edward J Mellen Jr | Process for redrawing silica glass rods |
| US3732031A (en) * | 1970-06-17 | 1973-05-08 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil |
| US3643728A (en) * | 1970-07-08 | 1972-02-22 | United Aircraft Corp | Process of casting nickel base alloys using water-soluble calcia cores |
| US3695778A (en) * | 1970-09-18 | 1972-10-03 | Trw Inc | Turbine blade |
| US3709632A (en) * | 1971-02-12 | 1973-01-09 | Gen Motors Corp | Blade tip closure |
| US3762032A (en) * | 1971-08-19 | 1973-10-02 | Gen Motors Corp | Bonding |
| US3726604A (en) * | 1971-10-13 | 1973-04-10 | Gen Motors Corp | Cooled jet flap vane |
| US3807993A (en) * | 1971-10-15 | 1974-04-30 | Avco Corp | Nickel base alloy containing hafnium |
| US3719365A (en) * | 1971-10-18 | 1973-03-06 | Gen Motors Corp | Seal structure |
| US3806276A (en) * | 1972-08-30 | 1974-04-23 | Gen Motors Corp | Cooled turbine blade |
| US3810711A (en) * | 1972-09-22 | 1974-05-14 | Gen Motors Corp | Cooled turbine blade and its manufacture |
| US3834001A (en) * | 1972-11-17 | 1974-09-10 | Gen Motors Corp | Method of making a porous laminated seal element |
| US3933442A (en) * | 1972-11-17 | 1976-01-20 | General Motors Corporation | Laminated body |
| US3864199A (en) * | 1973-07-26 | 1975-02-04 | Gen Motors Corp | Angular discharge porous sheet |
| JPS5550700B2 (ja) * | 1974-08-26 | 1980-12-19 | ||
| US4148350A (en) * | 1975-01-28 | 1979-04-10 | Mtu-Motoren Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Method for manufacturing a thermally high-stressed cooled component |
| US3964199A (en) * | 1975-06-02 | 1976-06-22 | Musgrave Daniel D | Adjustable spring assembly |
| US4042162A (en) * | 1975-07-11 | 1977-08-16 | General Motors Corporation | Airfoil fabrication |
| US4004056A (en) * | 1975-07-24 | 1977-01-18 | General Motors Corporation | Porous laminated sheet |
| US4077458A (en) * | 1975-08-08 | 1978-03-07 | Nissan Motor Company, Limited | Core and method for casting cylinder head with exhaust port |
| DE2550858C3 (de) * | 1975-11-12 | 1978-09-28 | 8000 Muenchen | Verfahren zur Herstellung und/oder Wärmebehandlung von metallischen Form- |
| US4008568A (en) * | 1976-03-01 | 1977-02-22 | General Motors Corporation | Combustor support |
| US4130157A (en) * | 1976-07-19 | 1978-12-19 | Westinghouse Electric Corp. | Silicon nitride (SI3 N4) leachable ceramic cores |
| US4097292A (en) * | 1977-03-09 | 1978-06-27 | General Electric Company | Core and mold materials and directional solidification of advanced superalloy materials |
| US4086311A (en) * | 1977-03-09 | 1978-04-25 | General Electric Company | Methods for increasing the crushability characteristics of cores for casting advanced superalloy materials |
| US4097291A (en) * | 1977-03-09 | 1978-06-27 | General Electric Company | Core and mold materials for directional solidification of advanced superalloy materials |
| US4141213A (en) * | 1977-06-23 | 1979-02-27 | General Motors Corporation | Pilot flame tube |
| US4156614A (en) * | 1977-10-06 | 1979-05-29 | General Electric Company | Alumina-based ceramics for core materials |
| US4195475A (en) * | 1977-12-21 | 1980-04-01 | General Motors Corporation | Ring connection for porous combustor wall panels |
| US4244178A (en) * | 1978-03-20 | 1981-01-13 | General Motors Corporation | Porous laminated combustor structure |
| JPS5517614A (en) * | 1978-07-21 | 1980-02-07 | Hitachi Ltd | Vane for gas turbine |
| GB2028928B (en) * | 1978-08-17 | 1982-08-25 | Ross Royce Ltd | Aerofoil blade for a gas turbine engine |
| US4835958A (en) * | 1978-10-26 | 1989-06-06 | Rice Ivan G | Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine |
| US4376004A (en) * | 1979-01-16 | 1983-03-08 | Westinghouse Electric Corp. | Method of manufacturing a transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine |
| GB2042648B (en) * | 1979-02-24 | 1983-05-05 | Rolls Royce | Gas turbine engine hollow blades |
| US4232527A (en) * | 1979-04-13 | 1980-11-11 | General Motors Corporation | Combustor liner joints |
| US4302940A (en) * | 1979-06-13 | 1981-12-01 | General Motors Corporation | Patterned porous laminated material |
| US4245769A (en) * | 1979-06-28 | 1981-01-20 | General Motors Corporation | Laminate bonding method |
| CH641985A5 (de) * | 1979-08-16 | 1984-03-30 | Sulzer Ag | Verfahren zur herstellung gerichtet erstarrter gussstuecke. |
| US4312186A (en) * | 1979-10-17 | 1982-01-26 | General Motors Corporation | Shingled laminated porous material |
| US4296606A (en) * | 1979-10-17 | 1981-10-27 | General Motors Corporation | Porous laminated material |
| US4461659A (en) * | 1980-01-17 | 1984-07-24 | Cannon-Muskegon Corporation | High ductility nickel alloy directional casting of parts for high temperature and stress operation |
| US4283835A (en) * | 1980-04-02 | 1981-08-18 | United Technologies Corporation | Cambered core positioning for injection molding |
| US4382534A (en) * | 1980-06-13 | 1983-05-10 | Rolls-Royce Limited | Manufacture of laminated material |
| GB2080165B (en) * | 1980-07-17 | 1984-10-24 | Rolls Royce | Making article having internal passages eg turbine blade |
| GB2084895A (en) * | 1980-10-04 | 1982-04-21 | Rolls Royce | Dissolving refractory materials in particular cores from castings |
| GB2086780B (en) * | 1980-11-12 | 1984-12-12 | Rolls Royce | Core or core part for use in the lost wax casting process |
| GB2096523B (en) * | 1981-03-25 | 1986-04-09 | Rolls Royce | Method of making a blade aerofoil for a gas turbine |
| US4714101A (en) * | 1981-04-02 | 1987-12-22 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for epitaxial solidification |
| GB2100633B (en) * | 1981-06-11 | 1985-02-13 | Rolls Royce | Selector device for use in the casting of single crystal objects |
| US4532974A (en) * | 1981-07-03 | 1985-08-06 | Rolls-Royce Limited | Component casting |
| US4804311A (en) * | 1981-12-14 | 1989-02-14 | United Technologies Corporation | Transverse directional solidification of metal single crystal articles |
| GB2112309B (en) | 1981-12-23 | 1986-01-02 | Rolls Royce | Making a cast single crystal article |
| US4548255A (en) * | 1982-03-01 | 1985-10-22 | United Technologies Corporation | Mold with starter and selector sections for directional solidification casting |
| DE3224688A1 (de) * | 1982-07-02 | 1984-01-05 | Karlfried 6000 Frankfurt Cost | Sonnenkollektor |
| US4617977A (en) * | 1982-07-03 | 1986-10-21 | Rolls-Royce Limited | Ceramic casting mould and a method for its manufacture |
| JPS59113204A (ja) * | 1982-12-20 | 1984-06-29 | Hitachi Ltd | 冷却翼 |
| US4574451A (en) * | 1982-12-22 | 1986-03-11 | General Electric Company | Method for producing an article with a fluid passage |
| US4487550A (en) * | 1983-01-27 | 1984-12-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Cooled turbine blade tip closure |
| DE3327218A1 (de) * | 1983-07-28 | 1985-02-07 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Thermisch hochbeanspruchtes, gekuehltes bauteil, insbesondere turbinenschaufel |
| JPS6050963A (ja) * | 1983-08-30 | 1985-03-22 | Sharp Corp | 薄膜トランジスタの製造方法 |
| GB2150875B (en) * | 1983-12-07 | 1986-07-02 | Rolls Royce | Investment casting |
| GB2150874B (en) * | 1983-12-07 | 1986-07-09 | Rolls Royce | Investment casting |
| US4550764A (en) * | 1983-12-22 | 1985-11-05 | Trw Inc. | Apparatus and method for casting single crystal articles |
| JPS60177946A (ja) * | 1984-02-25 | 1985-09-11 | Yuji Tokuyama | 釘又は棒状体付きインサ−トの製造に用いる釘又は棒状体の自動、或は半自動置き装置 |
| US4587700A (en) * | 1984-06-08 | 1986-05-13 | The Garrett Corporation | Method for manufacturing a dual alloy cooled turbine wheel |
| US4888069A (en) * | 1985-11-01 | 1989-12-19 | United Technologies Corporation | Nickel base superalloys having low chromium and cobalt contents |
| US4908183A (en) * | 1985-11-01 | 1990-03-13 | United Technologies Corporation | High strength single crystal superalloys |
| US5053359A (en) | 1989-03-24 | 1991-10-01 | Pyromatics, Inc. | Cristobalite reinforcement of high silica glass |
| US4724891A (en) * | 1985-12-24 | 1988-02-16 | Trw Inc. | Thin wall casting |
| US4849030A (en) * | 1986-06-09 | 1989-07-18 | General Electric Company | Dispersion strengthened single crystal alloys and method |
| FR2606688B1 (fr) * | 1986-11-17 | 1989-09-08 | Pechiney Aluminium | Procede de moulage a mousse perdue de pieces metalliques |
| US4747543A (en) * | 1987-04-14 | 1988-05-31 | United Technologies Corporation | Nozzle flap cooling liner |
| GB2205261B (en) * | 1987-06-03 | 1990-11-14 | Rolls Royce Plc | Method of manufacture and article manufactured thereby |
| US4851188A (en) * | 1987-12-21 | 1989-07-25 | United Technologies Corporation | Method for making a turbine blade having a wear resistant layer sintered to the blade tip surface |
| GB8800686D0 (en) * | 1988-01-13 | 1988-02-10 | Rolls Royce Plc | Method of supporting core in mould |
| US4827587A (en) * | 1988-01-25 | 1989-05-09 | United Technologies Corporation | Method of fabricating an air cooled turbine blade |
| US4862947A (en) * | 1988-08-02 | 1989-09-05 | Pcc Airfoils, Inc. | Method of casting an article |
| US4849070A (en) * | 1988-09-14 | 1989-07-18 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Process for fabricating three-dimensional, free-standing microstructures |
| US5173255A (en) * | 1988-10-03 | 1992-12-22 | General Electric Company | Cast columnar grain hollow nickel base alloy articles and alloy and heat treatment for making |
| GB2225329B (en) * | 1988-11-21 | 1992-03-18 | Rolls Royce Plc | Shell moulds for casting metals |
| US4940073A (en) * | 1989-07-19 | 1990-07-10 | Pcc Airfoils, Inc. | Mold for casting a single crystal metal article |
| US5113650A (en) * | 1989-09-18 | 1992-05-19 | Thiokol Corporation | Reorienting grain direction of calendered insulation sheet stock perpendicular to gas flow in solid propellant rocket motors |
| US4971652A (en) * | 1989-12-18 | 1990-11-20 | General Electric Company | Method and apparatus for crystal growth control |
| US5050665A (en) * | 1989-12-26 | 1991-09-24 | United Technologies Corporation | Investment cast airfoil core/shell lock and method of casting |
| US5080284A (en) * | 1990-06-25 | 1992-01-14 | United Technologies Corporation | Cooling system for the trailing edge of a liner |
| US5383766A (en) | 1990-07-09 | 1995-01-24 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| EP0620287B1 (en) * | 1990-07-31 | 1999-11-17 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Titanium aluminides and precision cast articles made therefrom |
| US5234045A (en) * | 1991-09-30 | 1993-08-10 | Aluminum Company Of America | Method of squeeze-casting a complex metal matrix composite in a shell-mold cushioned by molten metal |
| US5295530A (en) * | 1992-02-18 | 1994-03-22 | General Motors Corporation | Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same |
| US5312584A (en) * | 1992-02-18 | 1994-05-17 | General Motors Corporation | Moldless/coreless single crystal castings of nickel-aluminide |
| JP2791529B2 (ja) * | 1992-03-26 | 1998-08-27 | 日立金属株式会社 | 差圧鋳造方法及び差圧鋳造装置 |
| EP0618303B1 (en) * | 1993-03-26 | 1997-06-11 | Hitachi Metals, Ltd. | Airtight aluminum alloy casting and its manufacturing method |
| US7420659B1 (en) | 2000-06-02 | 2008-09-02 | Honeywell Interantional Inc. | Flow control system of a cartridge |
| JP6050963B2 (ja) | 2012-06-21 | 2016-12-21 | 高周波熱錬株式会社 | インナーチューブ製造装置及びインナーチューブ製造方法 |
-
1992
- 1992-02-18 US US07/838,154 patent/US5295530A/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-08-31 CA CA002077222A patent/CA2077222C/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-02-04 EP EP00117558A patent/EP1053803A3/en not_active Withdrawn
- 1993-02-04 DE DE69330212T patent/DE69330212T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1993-02-04 EP EP96107926A patent/EP0750956B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-02-04 DE DE69322300T patent/DE69322300T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1993-02-04 EP EP93200297A patent/EP0559251B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-02-04 EP EP96107927A patent/EP0752291B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-02-04 DE DE69324939T patent/DE69324939T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1993-02-18 JP JP5029421A patent/JPH0655256A/ja active Pending
-
1994
- 1994-02-25 US US08/201,899 patent/US5545003A/en not_active Expired - Lifetime
-
1995
- 1995-06-07 US US08/476,888 patent/US6255000B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1995-06-07 US US08/480,035 patent/US5641014A/en not_active Expired - Lifetime
-
1996
- 1996-06-03 US US08/657,350 patent/US6071363A/en not_active Expired - Lifetime
-
1997
- 1997-04-09 JP JP9091087A patent/JP2838081B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2015535487A (ja) * | 2012-11-22 | 2015-12-14 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 内部壁において面取りされた端面を有する鋳型 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0559251B1 (en) | 1998-12-02 |
| US5545003A (en) | 1996-08-13 |
| DE69322300T2 (de) | 1999-08-26 |
| EP0750956B1 (en) | 1999-05-12 |
| US5641014A (en) | 1997-06-24 |
| EP0752291A1 (en) | 1997-01-08 |
| EP0559251A1 (en) | 1993-09-08 |
| JPH0655256A (ja) | 1994-03-01 |
| EP1053803A2 (en) | 2000-11-22 |
| JP2838081B2 (ja) | 1998-12-16 |
| CA2077222A1 (en) | 1993-08-19 |
| DE69324939D1 (de) | 1999-06-17 |
| US6071363A (en) | 2000-06-06 |
| EP0750956A2 (en) | 1997-01-02 |
| US5295530A (en) | 1994-03-22 |
| US6255000B1 (en) | 2001-07-03 |
| EP0750956A3 (en) | 1997-01-08 |
| DE69324939T2 (de) | 1999-11-11 |
| EP1053803A3 (en) | 2001-12-12 |
| EP0752291B1 (en) | 2001-05-09 |
| DE69330212T2 (de) | 2001-09-20 |
| CA2077222C (en) | 2001-11-20 |
| DE69322300D1 (de) | 1999-01-14 |
| DE69330212D1 (de) | 2001-06-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2838081B2 (ja) | 合金構造体の製造方法及び合金鋳造モールド | |
| EP0750957B1 (en) | Single-cast, high-temperature, thin wall structures having a high thermal conductivity member connecting the walls and methods of making the same | |
| US6615899B1 (en) | Method of casting a metal article having a thinwall | |
| EP2777842B1 (en) | Cast-in cooling features especially for turbine airfoils | |
| US4532974A (en) | Component casting | |
| EP1534451B1 (en) | Casting process | |
| US4724891A (en) | Thin wall casting | |
| US4068702A (en) | Method for positioning a strongback | |
| US4250943A (en) | Method of manufacturing of a metallurgical mould | |
| CA1068876A (en) | Method and apparatus for bimetallic casting without metallurgical bond | |
| JP2010110795A (ja) | 一体型の使い捨て中子及びシェルダイを使用してガスタービン構成要素を製造する方法 | |
| EP3431206B1 (en) | Apparatus and method for investment casting core manufacture | |
| CA1109633A (en) | Mold assembly and method of making the same | |
| CA2208196C (en) | Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same | |
| JPH0542342A (ja) | セラミツクシエル鋳型 | |
| US3465812A (en) | Heater bar system | |
| WO2001056722A1 (en) | Investment casting method and apparatus | |
| WO1979000795A1 (en) | Aperture forming member for gasifiable patterns | |
| GB2358824A (en) | Casting | |
| US3257693A (en) | Method and pattern material for precision investment casting | |
| JPS59185550A (ja) | 鋳塊連続鋳造用中空加熱鋳型の製造法 | |
| HK1196331B (en) | Cast-in cooling features especially for turbine airfoils |
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: 19980908 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20071009 Year of fee payment: 9 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081009 Year of fee payment: 10 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091009 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20091009 Year of fee payment: 11 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101009 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111009 Year of fee payment: 13 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121009 Year of fee payment: 14 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121009 Year of fee payment: 14 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131009 Year of fee payment: 15 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |