JP2005205494A - タービン翼等に生じる作用応力を減少させる装置及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 機械的作用応力を最小限に抑えるよう鋳造部品を設計して製造する方法及び装置を提供する。
【解決手段】 中実部分（34）が中空部分（36）により互いに間隔を置いて位置する本体を有する金属部品を鋳造するコア（32）。本体は、隣り合う中実部分相互間に延びる少なくとも１つの支持要素（38）を有する。支持要素は、鋳造中、鋳造用コアに剛性及び強度を与える。支持要素は、コアが鋳造中に壊れるのを阻止すると共に支持要素により形成された領域周りの金属部品中に生じる作用応力を最小限に抑えるような最適形状のものである。
【選択図】 図３Ａ

Description

本発明は一般に、機械的作用応力を最小限に抑えるよう鋳造部品を設計して製造する方法及び装置に関し、特に、タービン翼中に生じる作用応力を最小限に抑えることに関する。
なお、本発明は、契約番号Ｎ０００１９−０２−Ｃ−３００３の下でアメリカ合衆国政府の海軍により又はこれとの契約下でなされたものである。

コンポーネントの鋳造は典型的には、大量の同一製品が製造される場合又は設計仕様において機械加工装置、例えばフライス盤、ボール盤及び（又は）旋盤が接近できない複雑な内部幾何学的形状が必要な場合に用いられる。高い応力を受けるコンポーネント、例えばガスタービンエンジンのタービン翼は、幾何学的内部特徴部により生じる局所応力を最小限に抑える鋳造法を必要としている。タービン翼等は、翼の重量を減少させ、冷却用空気流の通路となる内部中空部分を有している。排気ガス流の外部作業温度がガスタービンエンジンで用いられている金属合金の溶融温度を超えるので冷却用空気流が必要とされる。
冷却通路を備えたタービン翼及び応力減少法が当該技術分野において知られている。例えば、２００３年３月１８日にアンディング等に付与された米国特許第６，５３３，５４７号明細書は、冷却剤流体を案内し、外壁を補強すると共に支持するために補剛リブが形成された内部空間を有するタービン翼を開示している。補剛リブの冷却を減少させる冷却剤スクリーンが、熱応力を減少させるために補剛リブの前に配置されている。

タービン翼を鋳造するためのコアは典型的には、セラミック複合材等で作られている。鋳造用コアは、中空部分によって互いに分離された中実部分を有している。コアの中実部分は、最終製品中の中空部分を形成し、これと同様に、コアの中空部分は、最終製品において金属部分が形成されるところである。鋳造用コアの中実部分は、製造中、適当に支持されなければ壊れることになる。コアの破壊を防止するため、支持要素又は「タイ（tie
）特徴部」が、隣り合う中実部分相互間に延びるようコア内に設計形成されている。これら支持要素は、タービン翼の内壁に必然的に貫通孔を形成する。鋳造用コアの適当な機械的支持手段となると同時に結果的に得られる貫通孔によってタービン翼中の作用応力を最小限に抑えるよう支持要素を設計することが望ましい。

本発明の一特徴によれば、金属部品を鋳造するコアが提供される。コアは、中実部分が中空部分により互いに間隔を置いて位置する本体を有する。本体は、隣り合う中実部分相互間に延びる少なくとも１つの支持要素を更に有する。支持要素は、コアが鋳造中に壊れるのを阻止するよう最適化されると共に支持要素により形成された領域周りの金属部品中に生じる作用応力を最小限に抑えるよう設計された形状のものである。

本発明の別の特徴によれば、鋳造用コアを設計する方法が提供される。この方法では、中心点及び円弧をもつ第１の半径を定めることにより支持要素の断面を規定する。次に、中心点及び第１の中心点から第１の距離を置いたところに位置する円弧をもつ第２の半径を定める。中心点及び第２の半径の中心点から第２の距離を置いたところに位置する円弧をもつ第３の半径を定める。この設計方法では更に、中心点及び第１の半径、第２の半径及び第３の半径に接して位置する円弧をもつ第４の半径を定める。第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円弧をもつ第５の半径も又定める。この方法により、コアを鋳造中、適当に支持し、鋳造部品中に生じる応力を最小限に抑えるコア支持特徴部が得られる。

本発明の別の特徴によれば、鋳造用コアを製造する方法が提供される。この方法は、コアダイ内に送り込むセラミックスラリを用意する工程及び未加工のコアを形成する工程を有する。未加工のコアは、対応の中空部分によって互いに間隔を置いて位置する中実部分を有する。少なくとも１つの支持要素を隣り合うコア中実部分相互間に形成する。鋳造用コアをダイから取り出して乾燥させ、次にコアを所定の温度まで加熱して材料強度を増大させる。第１の半径を定め、第１の半径から第１の距離を置いたところに第２の半径を定めることにより支持要素を形成する。第３の半径を第２の半径から第２の距離を置いたところに定める。第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円周をもつ第４の半径が、断面の一方の側部を形成する。第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円周をもつ第５の半径が、断面の反対側の側部を形成する。第１の半径と第２の半径は、第４の半径と第５の半径の場合と同様長さが実質的に等しい。第１の距離と第２の距離も又、長さが実質的に等しいのがよい。

本発明の別の特徴によれば、鋳造部品を形成する方法が開示される。この方法は、セラミックコアを少なくとも１つの支持要素がセラミックコアの隣り合う中実部分相互間に延びる状態で形成する工程を有する。支持要素は、鋳造部品中に生じる作用応力を最小限に抑えるよう設計された断面を備える。ワックスダイを形成して鋳造部品の外部幾何学的形状を定める。次に、ワックスをワックスダイ中に注入して鋳造部品のワックスパターンを形成する。セラミックコアをワックスダイ内に配置して鋳造部品の内部幾何学的形状を作る。セラミックスラリをワックスパターン中へ導入してモールドシェルを形成する。モールドを乾燥させ、モールドを所定温度に加熱したとき、ワックスが溶融する。次に、モールドを所定温度まで冷却し、鋳造材料の少なくとも溶融温度まで予熱する。溶融状態の鋳造材料をモールド内に注ぎ込み、次に制御された環境で冷却する。鋳造モールドシェルを鋳造部品から取り出す。次に、鋳造用コアを化学溶液で溶脱させてセラミックコアを鋳造部品から取り除く。鋳造部品をＸ線で検査してコアが取り除かれたかどうかを確かめる。鋳造品の表面をエッチングし、ラウエ法(lue'ding procedure)により鋳造部品の結晶構造を検査する。鋳造部品の表面を蛍光浸透剤で検査して表面の亀裂が存在しているかどうかを判定する。鋳造部品の内部特徴をＲ線で検査する。鋳造部品を機械加工して仕様に合わせ、次に寸法上の品質について検査する。最後に、鋳造部品を流れ試験して内部通路を検査する。

本発明の更に別の特徴によれば、型用コアによって少なくとも１つの貫通孔が形成された中実部分を備えるエーロフォイルを生じさせるようタービン翼を上述の方法によって製造することができる。貫通孔は、貫通孔周りの局所領域に生じる機械的作用応力を最小限に抑えるよう最適化された形状のものである。鋳造金属部品は、中空部分によって互いに間隔を置いて位置する中実部分を備えた本体と、隣り合う中実部分相互間に延びていて、鋳造金属部品に貫通孔を形成する少なくとも１つの支持要素とを有する鋳造用コアによって作られる。

本発明の上記特徴及び他の特徴は、添付の図面を参照して以下の詳細な説明を読むと明らかになろう。

本発明は、種々の改造例及び変形構造で実施できるが、その或る特定の例示の実施形態が図面に示されており、これらについて以下に詳細に説明する。しかしながら、本発明は開示した特定の形態には限定されず、それどころか、本発明は特許請求の範囲に記載された本発明の精神及び範囲に属する全ての改造例、変形構造及び均等例を含むことが理解されるべきである。

本発明は、鋳造法により製造された部品に生じる作用応力を最小限に抑える装置設計及び方法を提供する。本発明の一実施形態では、鋳造部品は、ガスタービンエンジン用のタービン翼であるが、鋳造部品は、複雑な内部幾何学的形状を有し、作動中、高い応力を受ける形式の部品であればどのようなものであってもよい。設計及び方法は、可動的な幾何学的形状と静的な幾何学的形状の両方に利用できる。

いま図１を参照すると、典型的なガスタービンエンジン１０の断面が示されている。ガスタービンエンジン１０は、内部のターボ機械構成部品を保持し、エンジン１０を宇宙船（図示せず）に取り付ける外ケース１２を有している。ガスタービンエンジン１０は、エンジンの前部からエンジンの後部まで延びるシャフト１５を備えたロータ１４を有している。ケーシング１２は、ノーズコーン１６を越えて空気をエンジン１０内へ流入させる入口１８を形成している。ロータは、少なくとも１つの段を備えた軸流圧縮機２０を有するのがよい。圧縮機２０は、空気を圧縮し、圧縮した空気を燃焼器２２に送るよう動作できる。燃焼器２２は、圧縮空気と燃料を受け入れてこの中で燃焼させる。燃焼ガス混合物は、少なくとも１つの段を備えたタービン２４を通って高速で膨張する。タービンステータ２５をタービンロータの各段相互間に設けて非定常渦及び非構造化フローパターンを除いて、タービン２４の次の段に入る前にガス流の所定の速度プロフィールを生じさせるのがよい。ノズル（静翼）２５が、タービン２４を出た流れを加速させて速度を質量流量を増大させ、それにより宇宙船を推進させるスラストを生じさせる。

次に図２を参照すると、タービンロータの図が示されている。タービンロータ２４は、タービンディスク３４に連結された複数の翼（動翼）３０を有している。タービンロータ２４は、高い回転速度でスピンする。この高い回転速度により、大きな遠心力が生じ、これによりタービン翼内部に大きな応力が生じる。高速の空気と衝突すると、追加の応力がタービン翼３０に加わる。エンジン１０の作動中に生じる熱勾配に起因して別の応力が生じる場合がある。エンジン構成部品は、規定された性能を達成するために重量を最小限に抑えるよう設計されているが、所与の設計上の寿命が得られるよう耐久性及び信頼性を維持する必要がある。これら性能上の目的及び寿命に関する要件を満たすため、応力を生じさせる特徴部、例えば内部穴及びフィレット（丸み又はアール）は、これら領域周りの局所応力を最小限に抑えるよう設計されなければならない。

次に図３Ａを参照すると、タービン翼３０の鋳造用コア３２が示されている。鋳造用コア３２は、鋳造中に生じる高温及び高圧に耐えるよう設計されたセラミック又は他の複合材料で作られたものであるのがよい。鋳造用コアは、完成状態のタービン翼３０にそれ自体の鏡像を生じさせる。鋳造用コア３２は、中空部分３６によって互いに間隔を置いた中実部分３４を有している。中実部分３４は、タービン翼３０の内部キャビティを形成し、中空部分３６は、タービン翼３０の金属部分を形成する。タービンコア３２は、隣り合う中実部分３４相互間で中空部分３６を貫通して延び、コアが鋳造中壊れるのを阻止する少なくとも１つの支持要素３８を必要とする。図３Ｂは、支持要素３８を備えたコア３２の拡大部分を示している。支持要素３８は、コアが鋳造中に壊れるのを阻止し、支持要素３８により形成される金属部分の領域に生じる機械的作用応力を最小限に抑えるよう最適化された断面形状のものである。

支持要素３８の断面４０が図４に示されている。この断面は、幾つかの半径及びこれに対応した円弧により以下に定められる包括的な曲線を備えるよう設計されている。断面４０を所与のコア３２に合わせて所望の寸法にスケール変更できる。この断面は、鋳造部品中に生じる応力を最小限に抑える形状を備えている。断面４０は、第１の半径Ｒ１、第２の半径Ｒ２及び第３の半径Ｒ３を有し、各半径は、それぞれ中心点４２，４４，４６で定められている。第１の半径Ｒ１は、円弧４８を定め、第２の半径Ｒ２は、円弧５０を定め、第３の半径Ｒ３は、円弧５２を定めている。第１の半径Ｒ１の中心点４２と第２の半径Ｒ２の中心点４４は、第１の距離Ｄ１だけ離されている。半径Ｒ２の中心点４４は、第３の半径Ｒ３の中心点４６から距離Ｄ２だけ離されている。中心点５４をもつ第４の半径Ｒ４が、半径Ｒ４によって定められた円弧５６が第１の半径Ｒ１、第２の半径Ｒ２及び第３の半径Ｒ３のそれぞれの円弧４８，５０，５２に同時に接するよう位置している。中心点５８をもつ第５の半径Ｒ５が、第４の半径Ｒ４の円弧５６と反対側に位置する円弧６０を定めている。第５の半径Ｒ５の円弧６０は、第１の半径Ｒ１、第２の半径Ｒ２及び第３の半径Ｒ３のそれぞれの第１の円弧４８、第２の円弧５０及び第３の円弧５２に同時に接するよう位置している。断面４０は、その側部が第４及び第５の半径の円弧５６，６０及びその各端部が第４及び第５の半径の円弧５６，６０の交点によって境界付けられている。

一実施形態によれば、第１の半径Ｒ１と第３の半径Ｒ３は、長さが実質的に等しいのがよく、第４の半径Ｒ４と第５の半径Ｒ５も又、長さが実質的に等しいのがよい。また、第１の距離Ｄ１は、第２の距離Ｄ２と長さが実質的に等しいのがよい。円弧４８，５０，５２，５６，６０は各々、半径により形成された円弧に近似する高次曲線によって規定できる。例えば、高次曲線は、スプライン曲線又はＢスプライン曲線であるのがよいが、必ずしもこれら特定の解釈には限定されない。

鋳造用コア３２を製造するため、次の方法を用いるのがよい。第１に、セラミックスラリをコアダイ（図示せず）内へ注入して未加工のコアを形成する。コアダイは、中空部分３６によって互いに間隔を置いた中実部分３４及び隣り合う中実コア部分相互間に延びる少なくとも１つの支持要素３８を形成する。固化後、コア３２をダイから取り出し、完全に乾燥状態になるようにする。乾燥後、次にコア３２を所定温度で加熱して材料強度を増大させる。コア３２の外面を、最終の寸法仕様に合わせてコアを機械加工する前に強度を増大させるよう処理する。少なくとも１つの支持要素３８の断面４０を上述の方法に従って形成するのがよい。

鋳造部品中に生じる作用応力を最小限に抑えると共に鋳造中、コア３２の補剛支持体となるよう設計された断面４０をもつ少なくとも１つの支持要素３８を有するセラミックコアで鋳造部品を形成する方法も又本発明によって計画されている。この方法は、ワックスダイ（図示せず）を形成して鋳造部品の外部幾何学的形状を定める工程を有する。鋳造用コア３２をワックスダイ内に挿入する。次に、ワックスをワックスダイ中に注入して鋳造部品の外部形状のワックスパターンを形成する。次に、セラミックスラリをワックスパターン中に導入してモールドシールを形成する。モールドを乾燥させ、モールドを所定温度まで加熱してワックスを溶融させることにより、ワックスを除去する。この加熱プロセスによっても、セラミックをモールドの強度が増大する。セラミックモードを所定温度まで冷却し、次に鋳造材料の溶融温度にほぼ等しい温度まで予熱する。次に、溶融状態の鋳造材料をモールド内に注ぎ込む。モールドを制御された環境で冷却する。鋳造モールドシェルを鋳造部品から取り外し、鋳造用コア３２を当該技術分野において知られている種類の酸で溶脱させてセラミックコアを鋳造部品から取り除く。次に、鋳造部品をＮ線で検査してコア材料の全てが取り除かれたかどうかを確かめる。鋳造部品の表面をエッチングし、ラウエ法を実施して鋳造部品の結晶構造を検査し、構造的健全性を確認する。次に、鋳造部品の表面を蛍光浸透剤で検査して傷、例えば亀裂が生じているかどうかを判定する。鋳造部品の内部特徴部をＸ線で検査する。次に、鋳造部品を最終の外部寸法に合わせて仕上げ加工して検査する。流れ試験を行って内部通路が正確に形成されたかどうかを判定する。

次に図５を参照すると、タービン翼３０が部分的に切除された状態で示されており、セラミックコア３２がその内部に示されている。図６は、セラミックコア３２を取り出した後のタービン翼３０の内部構造７０を示している。具体的に説明すると、冷却用空気の流れを循環させて翼３０を設計温度限界以下に保つようにするチャネルとなるよう複数の通路７２がタービン翼３０内に形成されている。各冷却通路７２は、翼３０の外面７６，７８により構成された１対の側壁７４を有している。各コア支持要素３８は、空気通路７２の側壁７４に貫通孔８０を形成している。これら孔８０は、孔８０の周りの局所領域に高い応力を生じさせる。したがって、孔８０の形状は、上述した方法に従って形成された翼３０中に生じる局所応力を最小限に抑えるよう設計されることが望ましい。

図７Ａは、非定形鋳造支持要素３８から形成された不規則な孔８０ａを有するタービン翼３０の一部を示している。図７Ｂは、円形断面をもつ鋳造支持要素から形成された円形孔８０ｂを有するタービン翼３０の一部を示している。図７Ｃは、本発明によって定められた断面をもつ鋳造支持要素から形成された孔を有するタービン翼３０の一部を示している。有限要素分析法（ＦＥＡ）、設計技師が特定の部品をモデル化して作用荷重、例えば慣性力、熱勾配、圧力等をシミュレートできるようにするコンピュータ処理設計ツールを用いて図７Ｃのタービン翼３０を分析した。ＦＥＡモデルは中実部分を一連の別個独立の幾何学的形状要素、例えば「ブリック」又は「四面体」等に分析的に破壊し、そしてシミュレートされた作用荷重により誘起された各要素の応力を計算する。設計検討を行うことにより、図７Ｃの新たに設計された幾何学的形状をもつ孔８０ｃと関連した応力レベルは、図７Ａ及び図７Ｂに示す孔８０ａ，８０ｂと関連した応力レベルの約５０％であることが判明した。

本発明の例示の目的で或る幾つかの代表的な実施形態及び細部を示したが、当業者であれば、特許請求の範囲に記載された本発明の範囲から逸脱することなく開示した方法及び装置の種々の変更を想到できることは明らかであろう。

典型的なガスタービンエンジンの断面図である。 タービンロータの正面図である。 タービン翼の鋳造用コアの側面図である。 支持要素を示す図３Ａの一部の拡大図である。 図３Ａの支持要素の断面図である。 図３Ａの鋳造用コアを示すために部分的に切除された動翼の斜視図である。 タービン翼の内部通路を示すためにコアを取り外した後の鋳造タービン翼の一部を示す図である。 非定形鋳造支持要素から形成された不規則な孔を示すタービン翼の一部の図である。 円形断面をもつ鋳造支持要素から作られた円形孔を示すタービン翼の一部を示す図である。 本発明により構成された断面をもつ鋳造支持要素から形成された孔を示すタービン翼の一部を示す図である。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１４ ロータ
１６ ノーズコーン
２０ 圧縮機
２２ 燃焼器
２４ タービン
２６ ノズル（静翼）
３０ 動翼
３２ 鋳造用コア
３４ 中実部分
３６ 中空部分
３８ 支持要素
４０ 支持要素の断面
４２，４４，４６ 中心点
７０ 内部構造
７２ 冷却通路
８０ 貫通孔
Ｒ１，Ｒ２，Ｒ３ 半径

Claims (59)

1. 金属部品を鋳造するコアであって、中実部分が中空部分により互いに間隔を置いて位置する本体と、隣り合う中実部分相互間に延びる少なくとも１つの支持要素とを有し、支持要素は、コアが鋳造中に壊れるのを阻止すると共に支持要素により形成された金属部品の領域中に生じる機械的作用応力を最小限に抑えるように最適化された形状のものであることを特徴とするコア。
2. 少なくとも１つの支持要素は、第１の半径、第２の半径、第３の半径、第４の半径及び第５の半径を備えた断面を有し、各半径は、中心点及び円弧によって定められ、少なくとも１つの支持要素は、第１の半径の中心点と第２の半径の中心点との間の長さを定める第１の距離と、第２の半径の中心点と第３の中心点との間の長さを定める第２の距離とを更に有していることを特徴とする請求項１記載のコア。
3. 第１の半径と第３の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項２記載のコア。
4. 第４の半径と第５の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項２記載のコア。
5. 第１の距離は、第２の距離に実質的に等しいことを特徴とする請求項２記載のコア。
6. 第４の半径の中心点は、第４の半径の円弧が第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円弧に同時に接するよう位置していることを特徴とする請求項２記載のコア。
7. 第５の半径の中心点は、第５の半径の円弧が第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円弧に同時に接するよう位置していることを特徴とする請求項２記載のコア。
8. 第４の半径及び第５の半径の円弧は、コアの断面の互いに反対側の側部を構成していることを特徴とする請求項２記載のコア。
9. 各円弧は、アールに近似した高次曲線によって規定されていることを特徴とする請求項２記載のコア。
10. 高次曲線は、スプラインであることを特徴とする請求項９記載のコア。
11. 高次曲線は、Ｂスプラインであることを特徴とする請求項９記載のコア。
12. 金属部品は、可動部品であることを特徴とする請求項１記載のコア。
13. 可動部品は、タービン翼であることを特徴とする請求項１２記載のコア。
14. 金属部品は、静止部品であることを特徴とする請求項１記載のコア。
15. 静止部品は、タービン静翼であることを特徴とする請求項１２記載のコア。
16. コアは、セラミック複合材料で作られていることを特徴とする請求項１記載のコア。
17. コアを設計する方法であって、中心点及び円弧をもつ第１の半径を定める段階と、中心点及び円弧をもつ第２の半径を定める段階と、第２の中心点を第１の中心点から第１の距離を置いたところに位置決めする段階と、中心点及び円弧をもつ第３の半径を定める段階と、第３の半径を第２の半径から第２の距離を置いたところに位置決めする段階と、中心点及び第１の半径、第２の半径及び第３の半径に接して位置する円弧をもつ第４の半径を定める段階と、第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円弧をもつ第５の半径を定める段階とを有することを特徴とする方法。
18. 第１の半径と第２の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項１７記載の方法。
19. 第４の半径と第５の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項１７記載の方法。
20. 第４の半径及び第５の半径の中心点は、互いに反対側の側部に位置決めされることを特徴とする請求項１７記載の方法。
21. 第１の距離と第２の距離は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項１７記載の方法。
22. 各円弧は、アールに近似した高次曲線によって規定されることを特徴とする請求項１７記載の方法。
23. 高次曲線は、スプラインであることを特徴とする請求項２２記載の方法。
24. 高次曲線は、Ｂスプラインであることを特徴とする請求項２２記載の方法。
25. 金属部品を鋳造するコアを製造する方法であって、セラミックスラリを用意する工程と、スラリをコアダイ中へ注入して中実部分が対応の中空部分によって間隔を置いて位置する未加工のコアを形成する工程と、少なくとも１つの支持要素を隣り合うコア中実部分相互間に形成する工程とを有し、少なくとも１つの支持要素は、コアが鋳造中に壊れるのを阻止すると共に支持要素により形成された金属部品の領域中に生じる機械的作用応力を最小限に抑えるように最適化された形状のものであることを特徴とする方法。
26. コアをダイから取り出す工程と、コアを乾燥させる工程と、コアを所定の温度で加熱して材料強度を増大させる工程とを更に有していることを特徴とする請求項２５記載の方法。
27. コアの表面を処理してコアの強度を増大させる工程と、コアを機械加工して仕様寸法に合わせる工程とを更に有していることを特徴とする請求項２５記載の方法。
28. 第１の半径を定める段階と、第２の半径を第１の半径から第１の距離を置いたところに定める段階と、第３の半径を第２の半径から第２の距離を置いたところに定める段階と、第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円周をもつ第４の半径を定める段階と、第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円周をもつ第５の半径を定める段階とによって少なくとも１つの支持要素の断面を形成することを特徴とする請求項２５記載の方法。
29. 第１の半径と第２の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項２８記載の方法。
30. 第４の半径と第５の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項２８記載の方法。
31. 第１の距離と第２の距離は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項２８記載の方法。
32. 第４の半径と第５の半径は、支持要素の断面の互いに反対側の側部に位置していることを特徴とする請求項２８記載の方法。
33. 鋳造部品を形成する方法であって、中空部分により互いに間隔を置いた隣り合う中実部分相互間に延びる少なくとも１つの支持要素を有し、少なくとも１つの支持要素が、コアが鋳造中に壊れるのを阻止すると共に支持要素により形成された金属部品の領域中に生じる機械的作用応力を最小限に抑えるように最適化された形状のものであるセラミックコアを形成する工程と、ワックスダイを形成して鋳造部品の外部幾何学的形状を定める工程と、ワックスをワックスダイ中へ注入して鋳造部品のワックスパターンを形成する工程と、セラミックコアをワックスパターン中へ挿入する工程と、セラミックスラリをワックスパターン中へ注入してモールドシェルを形成する工程と、モールドシェルを乾燥させる工程と、ワックスをモールドから取り出す工程と、モールドを所定の温度まで加熱してセラミックモールドの強度を増大させる工程と、モールドを所定温度に冷却する工程と、モールドを鋳造材料の溶融温度まで予熱する工程と、溶融した鋳造材料をモールド内へ注ぎ込む工程と、モールドを制御された環境で冷却させる工程と、鋳造モールドシェルを鋳造部品から取り外す工程と、コアを鋳造部品から溶脱させる工程と、部品をＮ線で検査してコア全体が取り除かれたかどうかを確かめる工程と、鋳造部品の表面をエッチングする工程と、鋳造部品の結晶構造をラウエ法により検査する工程と、鋳造部品の表面を蛍光浸透剤で検査する工程と、鋳造部品の内部特徴部をＸ線で検査する工程と、鋳造部品の外部特徴を仕上げ加工する工程と、鋳造部品の外寸を検査する工程と、鋳造部品の内部通路を流れ試験する工程とを有することを特徴とする方法。
34. 第１の半径を定める段階と、第２の半径を第１の半径から第１の距離を置いたところに定める段階と、第３の半径を第２の半径から第２の距離を置いたところに定める段階と、第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円周をもつ第４の半径を定める段階と、第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円周に接して位置する円周をもつ第５の半径を定める段階とによって少なくとも１つの支持要素の断面を形成することを特徴とする請求項３３記載の方法。
35. 第１の半径と第２の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項３３記載の方法。
36. 第４の半径と第５の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項３３記載の方法。
37. 第１の距離と第２の距離は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項３３記載の方法。
38. 第４の半径と第５の半径は、支持要素の断面の互いに反対側の側部に位置していることを特徴とする請求項３３記載の方法。
39. 請求項３３の方法によって製造されたタービン翼であって、鋳造用コアによって少なくとも１つの貫通孔が形成された中実部分を備えるエーロフォイルを有し、少なくとも１つの孔は、孔周りの局所領域に生じる機械的作用応力を最小限に抑えるよう最適化された形状のものであることを特徴とするタービン翼。
40. 少なくとも１つの支持要素は、第１の半径、第２の半径、第３の半径、第４の半径及び第５の半径を備えた断面を有し、各半径は、中心点及び円弧によって定められ、少なくとも１つの支持要素は、第１の半径の中心点と第２の半径の中心点との間の長さを定める第１の距離と、第２の半径の中心点と第３の中心点との間の長さを定める第２の距離とを更に有していることを特徴とする請求項３９記載のタービン翼。
41. 第１の半径と第３の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項４０記載のタービン翼。
42. 第４の半径と第５の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項４０記載のタービン翼。
43. 第１の距離は、第２の距離に実質的に等しいことを特徴とする請求項４０記載のタービン翼。
44. 第４の半径の中心点は、第４の半径の円弧が第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円弧に同時に接するよう位置していることを特徴とする請求項４０記載のタービン翼。
45. 第５の半径の中心点は、第５の半径の円弧が第１の半径、第２の半径及び第３の半径の円弧に同時に接するよう位置していることを特徴とする請求項４０記載のタービン翼。
46. 第４の半径及び第５の半径の円弧は、コアの断面の互いに反対側の側部を構成していることを特徴とする請求項４０記載のタービン翼。
47. 各円弧は、アールに近似した高次曲線によって規定されていることを特徴とする請求項４０記載のタービン翼。
48. 高次曲線は、スプラインであることを特徴とする請求項４７記載のタービン翼。
49. 高次曲線は、Ｂスプラインであることを特徴とする請求項４７記載のタービン翼。
50. コアは、セラミック複合材料で作られていることを特徴とする請求項３９記載のタービン翼。
51. 中空部分によって互いに間隔を置いて位置する中実部分を備えた本体と、隣り合う中実部分相互間に延びる少なくとも１つの支持要素と、中心点及び円弧をもつ少なくとも３つの半径及び３つの半径の円弧に接して形成された１対の互いに反対側の曲線により構成される支持要素の断面とを有する鋳造用コアから形成された鋳造金属部品。
52. 断面は、第１の半径と第２の半径の中心点相互間の第１の距離及び第２の半径と第３の半径の中心点相互間の第２の距離を更に有していることを特徴とする請求項５１記載の部品。
53. 第１の半径と第３の半径は、長さが実質的に等しいことを特徴とする請求項５１記載の部品。
54. １対の曲線は、円形であることを特徴とする請求項５１記載の部品。
55. 各曲線の半径は、長さが等しいことを特徴とする請求項５４記載の部品。
56. １対の曲線は、高次であることを特徴とする請求項５１記載の部品。
57. 高次曲線は、スプラインであることを特徴とする請求項５６記載の部品。
58. 高次曲線は、Ｂスプラインであることを特徴とする請求項５６記載の部品。
59. 第１の距離は、第２の距離に実質的に等しいことを特徴とする請求項５１記載の部品。

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