(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延在し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、
前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の前記後縁側内面の間に後部空間が区画されている、翼の製造方法であって、
（ａ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、
（ｂ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、
（ｃ）前記（ｂ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、
（ｄ）前記（ｂ）及び前記（ｃ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する補助治具と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、
（ｅ）前記（ｄ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、
（ｆ）前記（ｅ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させ、前記外層翼織物成形体を前記外層翼に仕上げ、
（ｇ）前記（ｆ）の途中又は終了後に、前記補助治具を前記外層翼織物成形体又は前記外層翼から取外す、翼の製造方法。
【請求項２】
請求項１に記載の翼の製造方法であって、
前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料である。
【請求項３】
ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延在し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、
前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の前記後縁側内面の間に後部空間が区画されている、翼の製造方法であって、
（ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有した治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、
（ｉｉ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、
（ｉｉｉ）前記（ｉｉ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、
（ｉｖ）前記（ｉｉ）及び（ｉｉｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する後部充填部材と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、
（ｖ）前記（ｉｖ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、
（ｖｉ）前記（ｖ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記外層翼織物成形体を前記外層翼として仕上げる、翼の製造方法。
【請求項４】
請求項３に記載の翼の製造方法であって、
前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料である。
【請求項５】
ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延在し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、
前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の前記後縁側内面の間に後部空間が区画されており、かつ、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料又は金属材料により構成された後部充填部材が、前記後部空間内に一体的に設けられている、翼の製造方法であって、
（Ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、
（ＩＩ）前記（Ｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する前記後部充填部材と前記内層翼織物成形体とを組合せて組合せ体を形成し、
（ＩＩＩ）前記（ＩＩ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、
（ＩＶ）前記（ＩＩＩ）の終了後に、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体を、それぞれ前記内層翼及び前記外層翼として仕上げ、
（Ｖ）前記（ＩＶ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外す、翼の製造方法。
【請求項６】
請求項５に記載の翼の製造方法であって、
前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料である。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられる翼[vane]の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンのタービンに用いられるタービン翼[turbine vane]（タービン静翼[turbine stator vane]及びタービン動翼[turbine rotor blade]を含む）は、通常、ニッケル合金等の耐熱合金によって構成されている。一方、近年、ニッケル合金よりも耐熱性に優れかつ比重の小さいセラミックス基複合材料（ＣＭＣ）等の複合材料が注目されている。セラミックス基複合材料によって構成されたタービン翼（ＣＭＣ製タービン翼）も開発されている（下記特許文献１及び２）。そして、ＣＭＣ製タービン翼は、次のような手法によって製造されている。【０００３】
タービン翼の内面形状に対応した表面形状を有する治具を用いて、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）を治具の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これによって、治具の表面にセラミックス繊維によって構成された織物成形体[woven-fiber formed body]が形成される。続いて、気相含浸法（ＣＶＩ）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ）等の含浸法を用いて、織物成形体にセラミックスマトリックスを含浸させる。そして、含浸後の織物成形体に対して機械加工等を施すことによって、ＣＭＣ製タービン翼が製造される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】日本国特開２００１−２０６７７９号公報
【特許文献２】日本国特開２００３−１４８１０５号公報
【発明の概要】
【０００５】
一般に、ＣＭＣ製タービン翼の剛性を確保するため、通常、ＣＭＣ製タービン翼の肉厚は、耐熱合金製タービン翼の肉厚よりも全体的に厚くされる必要がある。これに伴い、タービン翼の後縁[trailing edge]の肉厚も厚くなる。一方、タービン翼の後縁の肉厚が厚くなると、タービン翼の後縁付近に発生する渦と主流との混合ロスが増大する。その結果、圧力損失が増大して、タービン効率を高めることが困難になる。
【０００６】
なお、この問題は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられる複合材料製のタービン翼だけでなく、ガスタービン圧縮機に用いられる複合材料製の圧縮機翼[compressor vane]（圧縮機静翼[compressor stator vane]及び圧縮機動翼[compressor rotor blade]を含む）についても生じる。
【０００７】
本発明の目的は、翼の後端の厚さを抑えてタービン効率を高め得る翼の製造方法を提供することにある。
【０００８】
本発明の以下の特徴は、何れも、ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延在し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の前記後縁側内面の間に後部空間が区画されている、翼を製造するものである。
本発明の第１の特徴は、上記翼の製造方法であって、（ａ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、（ｂ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、（ｃ）前記（ｂ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、（ｄ）前記（ｂ）及び前記（ｃ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する補助治具と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、（ｅ）前記（ｄ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、（ｆ）前記（ｅ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させ、前記外層翼織物成形体を前記外層翼に仕上げ、（ｇ）前記（ｆ）の途中又は終了後に、前記補助治具を前記外層翼織物成形体又は前記外層翼から取外す、翼の製造方法を提供する。
【００１０】
本発明の第２の特徴は、上記翼の製造方法であって、（ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有した治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、（ｉｉ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、（ｉｉｉ）前記（ｉｉ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、（ｉｖ）前記（ｉｉ）及び（ｉｉｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する後部充填部材と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、（ｖ）前記（ｉｖ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、（ｖｉ）前記（ｖ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記外層翼織物成形体を前記外層翼として仕上げる、翼の製造方法を提供する。
【００１１】
本発明の第３の特徴は、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料又は金属材料により構成された後部充填部材が前記後部空間内に一体的に設けられている上記翼の製造方法であって、（Ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、（ＩＩ）前記（Ｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する前記後部充填部材と前記内層翼織物成形体とを組合せて組合せ体を形成し、（ＩＩＩ）前記（ＩＩ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、（ＩＶ）前記（ＩＩＩ）の終了後に、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体を、それぞれ前記内層翼及び前記外層翼として仕上げ、（Ｖ）前記（ＩＶ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外す、翼の製造方法を提供する。
【００１２】
上記特徴によれば、複合材料製の翼の前縁から途中部までの肉厚を厚くしつつ、途中部から後縁までの肉厚を薄くすることができるので、複合材料製の翼の剛性を確保しつつ、翼の後縁の肉厚を薄くできる。この結果、翼の後縁付近における圧力損失の増大が抑えられるので、タービン効率又は圧縮機効率が向上され得る。
【００１３】
ここで、前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料であることが好ましい。セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料は、金属よりも耐熱温度が高いので、高温環境下での翼の冷却を不要にでき、又は、冷却空気量を低減でき、効率を向上させることができる。また、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料は、金属に対して密度が低く、部品重量を低減できるので、軽量化が可能となり、燃料消費率を向上させることができる。
【００１４】
なお、本願において、「翼[vane]」の語は、「タービン翼[turbine vane]」及び「圧縮機翼[compressor vane]」を含む。また、「タービン翼[turbine vane]」の語は、「タービン静翼[turbine stator vane]」及び「タービン動翼[turbine rotor blade]」を含む。さらに、「圧縮機翼[compressor vane]」の語は、「圧縮機静翼[compressor stator vane]」及び「圧縮機動翼[compressor rotor blade]」を含む。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】タービン静翼の断面図（図２中のＩ−Ｉ線断面図）である。
【図２】タービンステータセグメントの側面図（一部断面）である。
【図３】タービン静翼（他の実施形態）の断面図である。
【図４】図４は第１実施形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。
【図５】図５（ａ）は第１［２，３］実施形態及び参考形態における内層翼織物形成工程の説明図であり、図５（ｂ）は第１［２］実施形態における内層翼含浸工程の説明図であり、図５（ｃ）は第１［２］実施形態における治具取外し工程の説明図である。
【図６】図６（ａ）は第１実施形態における組合わせ工程の説明図であり、図６（ｂ）は外層翼織物形成工程の説明図である。
【図７】図７（ａ）は第１実施形態における外層翼含浸工程の説明図であり、図７（ｂ）は補助治具取外し工程の説明図である。
【図８】図８は参考形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。
【図９】図９（ａ）は参考形態における組合わせ工程の説明図であり、図９（ｂ）は外層翼織物形成工程の説明図である。
【図１０】図１０（ａ）は参考形態における含浸工程の説明図であり、図１０（ｂ）は取外し工程の説明図である。
【図１１】図１１は第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。
【図１２】図１２（ａ）は第２実施形態における組合わせ工程の説明図であり、図１２（ｂ）は外層翼織物形成工程の説明図である。
【図１３】図１３は第２実施形態における外層翼含浸工程の説明図である。
【図１４】図１４は第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。
【図１５】図１５（ａ）は第３実施形態における組合わせ工程の説明図であり、図１５（ｂ）は外層翼織物形成工程を説明する図である。
【図１６】図１６（ａ）は第３実施形態における含浸工程の説明図であり、図１６（ｂ）は治具取外し工程の説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
まず、後述する製造方法の実施形態によって製造されるタービン静翼３について、図１及び図２を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は前方向（上流方向）、「Ｒ」は後方向（下流方向）、「Ｉｎ」は径方向内側、「Ｏｕｔ」は径方向外側を示す。
【００１７】
ジェットエンジンのタービン（図示省略）に用いられるタービンステータ（タービンノズル）は、周方向に複数のタービンステータセグメント（タービンノズルセグメント）１に分割されている（図２参照）。
【００１８】
タービンステータセグメント１は、複数のタービン静翼３を具備している（１つのみ図示）。タービン静翼３は、セラミックスマトリックス（マトリックスの一種）とセラミックス繊維（強化繊維の一種）とからなるセラミックス基複合材料（複合材料の一種：以下、ＣＭＣ）によって構成されている。なお、タービン静翼３の構成の詳細については、後述する。
【００１９】
タービン静翼３の外側端（径方向外側端）には、円弧状のアウターバンド５が一体的に設けられている。アウターバンド５は、ニッケル合金等の耐熱合金で構成されている。また、アウターバンド５の前側には、タービンケース（図示省略）の一部に係止される円弧状のフロントフランジ７が形成されている。同様に、アウターバンド５の後側には、タービンケースの一部に係止される円弧状のリアフランジ９が形成されている。なお、アウターバンド５は、耐熱合金の代わりに、ＣＭＣ、炭素基複合材料等の複合材料で構成されてもよい。
【００２０】
タービン静翼３の内側端（径方向内側端）には、円弧状のインナーバンド１１が一体的に設けられている。インナーバンド１１は、ニッケル合金等の耐熱合金で構成されている。また、インナーバンド１１の内周面には、タービンケースに一体的に連結されたステータ支持部材の溝（図示省略）に嵌合される円弧状のリブ１３が形成されている。なお、インナーバンド１１は、耐熱合金の代わりに、ＣＭＣ、炭素基複合材料等の複合材料で構成されてもよい。
【００２１】
続いて、タービン静翼３の構成の詳細について説明する。
【００２２】
図１に示されるように、タービン静翼３は、中空の外層翼（アウター翼）１５を備えている。外層翼１５は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるＣＭＣで構成されている。なお、セラミックス繊維に代えて、炭素繊維、ガラス繊維、又は、これらの混合繊維（セラミックス繊維、炭素繊維、ガラス繊維のうちの少なくとも２種以上の混合繊維）を用いてもよい。また、セラミックスマトリックスに代えて、炭素マトリックス、又は、ガラスマトリックスを用いてもよい。
【００２３】
外層翼１５の内面には、中空の内層翼（インナー翼）１７が一体的に設けられている。内層翼１７は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるＣＭＣで構成されている。また、内層翼１７は、外層翼１５の前縁[leading edge]側の内面１５ａから後縁側の内面１５ｔに向けて延在している。内層翼１７の後縁側の外面１７ｔは、内層翼１７の中間位置（コード長[cord length]方向の中間位置）よりも後縁側に位置している。更に、内層翼１７の背側[dorsal-side]外面１７ｄは、外層翼１５の背側内面１５ｄに一体的に接合されている。同様に、内層翼１７の腹側[ventral-side]外面１７ｖは、外層翼１５の腹側内面１５ｖに一体的に接合されている。なお、セラミックス繊維に代えて、炭素繊維、ガラス繊維、又は、これらの混合繊維を用いても良い。また、セラミックスマトリックスに代えて、炭素マトリックス、又は、ガラスマトリックスを用いても構わない。
【００２４】
そして、外層翼１５の内部において、内層翼１７の後縁側外面１７ｔと外層翼１５の後縁側内面１５ｔとの間には、後部空間Ｓが区画されている。
【００２５】
タービン静翼３の前縁３ａ及び腹面[ventral surface]３ｖには、フロントインサート（図示省略）を介して内層翼１７の内部に導入された冷却空気を噴射する複数の噴射孔[outlet holes]１９が形成されている。各噴射孔１９は、外層翼１５及び内層翼１７を連貫通している。また、タービン静翼３の後縁３ｔには、リアインサート（図示省略）を介して後部空間Ｓの内部に導入された冷却空気を排出する複数の排出孔[eduction hole]２１が形成されている。各排出孔２１は、外層翼１５を貫通している。なお、冷却空気は、ジェットエンジンの圧縮機（図示省略）から抽気された圧縮空気である。
【００２６】
続いて、タービン静翼３の利点について説明する。
【００２７】
上述したように、中空の外層翼１５の内面に中空の内層翼１７が一体的に設けられ、かつ、内層翼１７の後縁側外面１７ｔと外層翼１５の後縁側内面１５ｔとの間に後部空間Ｓが区画されている。このため、タービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部３ｍから後縁３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部３ｍから後縁３ｔまでの肉厚を薄くできる。
【００２８】
従って、タービン静翼３によれば、ＣＭＣ製のタービン静翼３の剛性を確保しつつ、後縁３ｔの肉厚を薄くすることで、後縁３ｔ付近での圧力損失増大を抑えて、タービン効率を向上させることができる。
【００２９】
次に、後述する製造方法の実施形態によって製造されるタービン静翼の他の形態について、図３を参照して説明する。
【００３０】
図３に示されるように、タービン静翼２３は、ジェットエンジンのタービンに用いられ、上述したタービン静翼３と概略同じ構成を有している。タービン静翼２３の具体的な構成のうち、タービン静翼３の具体的な構成と異なる点についてのみ説明する。なお、タービン静翼２３の構成要素で、タービン静翼３の構成要素と同一又は同等のものについては、図中に同一番号を付して説明を省略する。
【００３１】
タービン静翼２３では、後部空間Ｓ内に後部充填部材[rear filled member]（後部芯材[rear core member]）２５が充填されている。後部充填部材２５は、外層翼１５及び内層翼１７と一体的に設けられている。
【００３２】
タービン静翼２３の前縁２３ａ及び腹面２３ｖには、フロントインサート（図示省略）を介して内層翼１７の内部に導入された冷却空気を噴射する複数の噴射孔２７が形成されている。各噴射孔２７は、外層翼１５及び内層翼１７を貫通している。また、タービン静翼２３の後縁２３ｔには、フロントインサート（図示省略）を介して内層翼１７の内部に導入された冷却空気を排出する複数の排出孔２９が形成さている。各排出孔２９は、外層翼１５、後部充填部材２５、及び、内層翼１７を貫通している。
【００３３】
なお、タービン静翼２３も、上述したタービン静翼３と同様の利点を有している。ただし、タービン静翼２３では、上述したタービン静翼３の後部空間Ｓに後部充填部材２５が充填されている。後部充填部材２５を充填することで、タービン静翼２３の翼後縁部の強度・剛性を向上させることができる。
【００３４】
（第１実施形態）
第１実施形態に係るタービン静翼の製造方法について、図４のフローチャート、図５（ａ）〜図７（ｂ）を参照して説明する。
【００３５】
本実施形態のタービン静翼の製造方法は、図１に示されるタービン静翼３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、内層翼含浸工程、治具取外し工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、外層翼含浸工程、補助治具取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本実施形態の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００３６】
（ステップＳ１１）内層翼織物形成工程
図５（ａ）に示されるように、内層翼１７の内面形状に対応する表面形状を有した治具３１を用い、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り[braid weave]又は平織り[plain weave]等により治具３１の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。なお、セラミックス繊維の織り方は、適宜変更可能である。
【００３７】
（ステップＳ１２）内層翼含浸工程
図５（ｂ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって内層翼織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、内層翼織物成形体１７Ｆが内層翼１７として仕上げられる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法は、適宜変更可能である。
【００３８】
（ステップＳ１３）治具取外し工程
図５（ｃ）に示されるように、内層翼含浸工程の途中又は終了後に、治具３１を横方向に移動させて、治具３１が内層翼織物成形体１７Ｆ又は内層翼１７から取外される。
【００３９】
（ステップＳ１４）組合せ工程
図６（ａ）に示されるように、内層翼含浸工程及び治具取外し工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼１７とが組合せ治具３７の所定位置にセットされる。ここで、内層翼１７と補助治具３３とは隣接して組合わされる。これにより、内層翼１７と補助治具３３とからなる組合せ体３５が形成される。
【００４０】
（ステップＳ１５）外層翼織物形成工程
図６（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り又は平織り等により組合せ体３５の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、組合せ体３５の表面にセラミック繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。なお、セラミックス繊維の織り方は、適宜変更可能である。また、セラミックス繊維を織り込む代わりに、組合せ体３５の表面にセラミックス繊維からなる織物を巻付けることで外層翼織物成形体１５Ｆが形成されてもよい。
【００４１】
（ステップＳ１６）外層翼含浸工程
図７（ａ）に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆが外層翼１５として仕上げられる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法は、適宜変更可能である。
【００４２】
（ステップＳ１７）補助治具取外し工程
図７（ｂ）に示されるように、外層翼含浸工程のの途中又は終了後に、補助治具３３を横方向へ移動させて、補助治具３３が外層翼織物成形体１５Ｆ又は外層翼１５ら取外される。
【００４３】
（ステップＳ１８）機械加工工程
補助治具取外し工程の終了後に、機械加工によって噴射孔１９及び排出孔２１が形成される。なお、噴射孔１９及び排出孔２１の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
【００４４】
このようにして、ＣＭＣ製のタービン静翼３が製造される。
【００４５】
続いて、第１実施形態の利点について説明する。
【００４６】
上述したように、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼１７とによって組合せ体３５が形成され、組合せ体３５の表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部３ｍから後縁３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部３ｍから後縁３ｔまでの肉厚を薄くできる。
【００４７】
従って、第１実施形態は、上述したタービン静翼３による利点と同様の利点を有する。
【００４８】
（参考形態）
第２実施形態の説明の前に、参考形態に係るタービン静翼の製造方法について、図８のフローチャート、図５（ａ）、及び、図９（ａ）〜図１０（ｂ）を参照して説明する。
【００４９】
本参考形態に係るタービン静翼の製造方法は、図１に示されるタービン静翼３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、含浸工程、取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本参考形態の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００５０】
（ステップＳ２１）内層翼織物形成工程
図５（ａ）に示されるように、第１実施形態の内層翼織物形成工程（ステップＳ１１）と同様の処理を実行することで、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。
【００５１】
（ステップＳ２２）組合せ工程
図９（ａ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼織物成形体１７Ｆとが隣接して組合せられる。これにより、内層翼織物成形体１７Ｆと補助治具３３とからなる組合せ体３５Ｆが形成される。
【００５２】
（ステップＳ２３）外層翼織物形成工程
図９（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、第１実施形態の外層翼織物形成工程（ステップＳ１５）と同様の処理を実行することで、組合せ体３５Ｆの表面にセラミックス繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。
【００５３】
（ステップＳ２４）含浸工程
図１０（ａ）に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆが、それぞれ外層翼１５及び内層翼１７として仕上げられる。
【００５４】
（ステップＳ２５）取外し工程
図１０（ｂ）に示されるように、含浸工程の途中又は終了後に、治具３１及び補助治具３３を横方向に移動させて、治具３１が内層翼織物成形体１７Ｆ又は内層翼１７から取外されると共に、補助治具３３が外層翼織物成形体１５Ｆ又は外層翼１５から取外される。
【００５５】
（ステップＳ２６）機械加工工程
取外し工程の終了後に、第１実施形態の機械加工工程（ステップＳ１８）と同様の処理を実行することで、噴射孔１９及び複数の排出孔２１が形成される。なお、噴射孔１９及び排出孔２１の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
【００５６】
このようにして、ＣＭＣ製タービン静翼３が製造される。
【００５７】
続いて、本参考形態の利点について説明する。
【００５８】
上述したように、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼織物成形体１７Ｆとによって組合せ体３５Ｆが形成され、組合せ体３５Ｆの表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部３ｍから後縁３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼３の前縁３ａから途中３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部３ｍから後縁３ｔまでの肉厚を薄くできる。
【００５９】
従って、本参考形態は、上述したタービン静翼３による利点と同様の利点を有する。
【００６０】
（第２実施形態）
第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法について、図１１のフローチャート、図５（ａ）〜（ｂ）、図１２（ａ）〜図１３、及び、図１６（ｂ）を参照して説明する。
【００６１】
本実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、図３に示されるタービン静翼２３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、内層翼含浸工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、外層翼含浸工程、治具取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本実施形態における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００６２】
（ステップＳ３１）内層翼織物形成工程
図５（ａ）に示されるように、第１実施形態の内層翼織物形成工程（ステップＳ１１）と同様の処理を実行することで、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。
【００６３】
（ステップＳ３２）内層翼含浸工程
図５（ｂ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、第１実施形態の内層翼含浸工程（ステップＳ１２）と同様の処理を実行することで、内層翼織物成形体１７Ｆが内層翼１７として仕上げられる。
【００６４】
（ステップＳ３３）治具取外し工程
図５（ｃ）に示されるように、内層翼含浸工程の途中又は終了後に、第１実施形態の治具取外し工程（ステップＳ１３）と同様の処理を実行することで、治具３１が内層翼織物成形体１７Ｆ又は内層翼１７から取外される。
【００６５】
（ステップＳ３４）組合せ工程
図１２（ａ）に示されるように、内層翼含浸工程及び治具取外し工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼１７とが組合せ治具３９の所定位置にセットされる。ここで、内層翼１７と後部充填部材２５とは隣接して組合わされる。これにより、内層翼１７と後部充填部材２５とからなる組合せ体４１が形成される。
【００６６】
（ステップＳ３５）外層翼織物形成工程
図１２（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、第１実施形態の外層翼織物形成工程（ステップＳ１５）と同様の処理を実行することで、組合せ体４１の表面にセラミックス繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。
【００６７】
（ステップＳ３６）外層翼含浸工程
図１３に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆが外層翼１５として仕上げられる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法は、適宜変更可能である。この工程の途中又は終了後、組合せ治具３９は取り外されるが、後部充填部材２５は後部空間Ｓ内に残る。
【００６８】
（ステップＳ３７）機械加工工程
外層翼含浸工程の終了後に、機械加工によって噴射孔２７及び排出孔２９が形成される。また、外層翼１５からはみ出した後部充填部材２５の余分な部分も、ここで除去される。なお、噴射孔２７及び排出孔２９の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
【００６９】
このようにして、ＣＭＣ製タービン静翼２３が製造される。
【００７０】
続いて、第２実施形態の利点について説明する。
【００７１】
上述したように、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼１７とによって組合せ体４１が形成され、組合せ体４１の表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの肉厚を薄くできる。
【００７２】
従って、第２実施形態は、上述したタービン静翼２３による利点を有する。
【００７３】
（第３実施形態）
第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法について、図１４のフローチャート、図５（ａ）、及び、図１５（ａ）〜図１６（ｂ）を参照して説明する。
【００７４】
第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、図３に示されるタービン静翼２３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、含浸工程、治具取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本実施形態における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００７５】
（ステップＳ４１）内層翼織物形成工程
図５（ａ）に示されるように、第１実施形態の内層翼織物形成工程（ステップＳ１１）と同様の処理を実行することで、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。
【００７６】
（ステップＳ４２）組合せ工程
図１５（ａ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼織物成形体１７Ｆとが隣接して組合せられる。これにより、内層翼織物成形体１７Ｆと後部充填部材２５とからなる組合せ体４１Ｆが形成される。
【００７７】
（ステップＳ４３）外層翼織物形成工程
図１５（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、第１実施形態の外層翼織物形成工程（ステップＳ１５）と同様の処理を実行することで、組合せ体４１Ｆの表面にセラミックス繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。
【００７８】
（ステップＳ４４）含浸工程
図１６（ａ）に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆが、それぞれ外層翼１５及び内層翼１７として仕上げられる。
【００７９】
（ステップＳ４５）治具取外し工程
図１６（ｂ）に示されるように、含浸工程の途中又は終了後に、第２実施形態の治具取外し工程（ステップＳ３３）と同様の処理を実行することで、治具３１が内層翼成形体１７Ｆ又は内層翼１７から取外される。治具３１は取り外されるが、後部充填部材２５は後部空間Ｓ内に残る。
【００８０】
（ステップＳ４６）機械加工工程
治具取外し工程の終了後に、第２実施形態の機械加工工程（ステップＳ３７）と同様の処理を実行することで、噴射孔２７及び排出孔２９が形成される。また、外層翼１５からはみ出した後部充填部材２５の余分な部分も、ここで除去される。なお、噴射孔２７及び排出孔２９の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
【００８１】
このようにして、ＣＭＣ製タービン静翼２３が製造される。
【００８２】
続いて、第３実施形態の効果について説明する。
【００８３】
後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼織物成形体１７Ｆとを組合せることによって組合せ体４１Ｆが形成され、組合せ体４１Ｆの表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの肉厚を薄くできる。
【００８４】
従って、第３実施形態は、上述したタービン静翼２３による利点と同様の効果を奏する。
【００８５】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではない。例えば、タービン静翼３，２３の構成は、タービン動翼、圧縮機静翼、圧縮機動翼などに適用することができる。また、第１〜第３実施形態の方法は、タービン動翼、圧縮機静翼、圧縮機動翼などの製造方法に適用することができる。本発明は、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、前述の実施形態に限定されない。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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