(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
δソルバスより低温で繰返し熱サイクルに曝された、インコネル７１８鋳造部分と鍛造部分とを有する航空機エンジン部品の性質を回復させるための熱処理方法であって、
処理されるインコネル７１８部品を準備する段階と、
前記部品を、非酸化性雰囲気内で、１９５０゜Ｆ（１０６６℃）〜２１５０゜Ｆ（１１７７℃）の範囲の温度まで加熱する段階と、
前記部品を、１９５０゜Ｆ（１０６６℃）〜２１５０゜Ｆ（１１７７℃）の範囲の温度で析出物が完全に溶体化するのに十分な時間保持する段階と、
前記部品を、保護的雰囲気内で、３０゜Ｆ／分（１６．７℃／分）以上の冷却速度で、１０００゜Ｆ（５３８℃）〜１２００゜Ｆ（６４９℃）の範囲の温度まで冷却する段階と、
前記部品を室温まで冷却する段階と、
前記部品の前記鍛造部分を取除く段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記加熱する段階で、０．５ミクロンＨｇの圧力を有する非酸化性雰囲気を用いることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記部品を加熱する段階が、
前記部品を、９７５゜Ｆ（５２４℃）〜１０２５゜Ｆ（５５２℃）の範囲の温度まで加熱する段階と、
次いで、前記部品の温度を、９７５゜Ｆ（５２４℃）〜１０２５゜Ｆ（５５２℃）の範囲で安定させる段階と、
次いで、前記部品を６０分以内安定させた後に、該部品を、１９５０゜Ｆ（１０６６℃）〜２１５０゜Ｆ（１１７７℃）の範囲の第２の温度まで加熱する段階と、
を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記方法は、前記冷却する段階の後に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品を新しい鍛造インコネル７１８部分に溶接して、補修された部品を作り出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記方法は、前記鍛造部品を前記鋳造部品に溶接する前記段階階の後に、前記溶接された部品内の溶接応力を除去すると同時にγ’及びγ”を成長させるために、１５００゜Ｆ（８１６℃）〜１６００゜Ｆ（８７１℃）の範囲の温度に加熱して第１の予め選択された時間保持する段階と、次いで１３５０゜Ｆ（７３２℃）〜１４５０゜Ｆ（７８８℃）の範囲の温度に降温して第２の選択された時間保持する段階と、次いで１１００゜Ｆ（５９３℃）〜１２００゜Ｆ（６４９℃）の範囲の温度に降温して第３の選択された時間保持する段階とを含むことを特徴とする、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
前記方法は、前記冷却する段階の後に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品をワスパロイ及びルネ４１からなる群から選ばれた合金である鍛造部品に溶接して、補修された部品を作り出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記方法は、前記鍛造部品を前記鋳造部品に溶接する前記段階階の後に、前記溶接された部品内の溶接応力を除去すると同時にγ’及びγ”を成長させるために、１５００゜Ｆ（８１６℃）〜１６００゜Ｆ（８７１℃）の範囲の温度に加熱して第１の予め選択された時間保持する段階と、次いで１２５０゜Ｆ（６７７℃）〜１３５０゜Ｆ（７３２℃）の範囲の温度に降温して第２の選択された時間保持する段階と、次いで１１５０゜Ｆ（６２１℃）〜１２５０゜Ｆ（６７７℃）の範囲の温度に降温して第３の選択された時間保持する段階とを含むことを特徴とする、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記方法は、前記冷却する段階の後に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品を鍛造インコロイ９０３部品に溶接して、補修された部品を作り出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
前記方法は、前記冷却する段階の後に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品を鍛造インコロイ９０７部品に溶接して、補修された部品を作り出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
前記方法は、前記冷却する段階の後に、前記処理された鋳造インコネル７１８部品を鍛造インコロイ９０９部品に溶接して、補修された部品を作り出す段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、特に鋳造インコネル７１８と鍛造ワスパロイ、又は鋳造インコネル７１８と鍛造インコネル７０８／、鍛造インコロイ９０３／９０７／９０９とからなる航空機の構造用構成要素に関する。
【０００２】
【従来技術】
多くの航空機エンジンの構造用構成要素は、中実鋳造インコネル７１８構成要素或いは鋳造インコネル７１８構成要素のいずれかと、別個の鍛造構成要素との組合せで作られている。通常、別個の鍛造構成要素は、特に鍛造インコネル（Ｉｎｃｏｎｅｌ：商標）７１８、鍛造ワスパロイ（Ｗａｓｐａｌｏｙ）、又は鍛造インコロイ（Ｉｎｃｏｌｏｙ：商標）９０３／９０７／９０９のような材料である。これらの材料は、一般的にそれらを互いに溶接することにより、分離不能な組立体として接合される。エンジン作動の間に、これらの構成要素は、それら材料のうちの１つに、該構成要素を実用不能にするようなクラックを生じる可能性がある。
【０００３】
鋳造インコネル７１８はニッケル基超合金であり、その望ましい性質は高温での析出硬化によって得られる。鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬構造体は共に、航空機エンジンの耐熱構造用構成要素としての部品の使用に対して、熱間強度、クリープ強度、応力破壊強度、及び耐疲労性の望ましい物理的性質を有している。これらの望ましい性質を得るために、鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬構造体は共に、適切な量のガンマ−プライム（γ’）相及びガンマ−ダブルプライム（γ”）相を必要とする。単純面心立方構造における体心立方体析出物であるγ”相は、準安定性であり、１２００゜Ｆないし１８００゜Ｆの温度範囲で望ましくない相、即ちデルタ（δ）相を形成する。δ相は、鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬構造体の粒界に、γ”を消費して結晶核生成し、このδ相は高温で溶体化されない限り急速に結晶粒粗大化する。δの存在は、鋳造インコネル７１８及び組み合わされた鍛錬構造体の溶接性及び機械的性質の両方の劣化を招く。
【０００４】
これらのクラックを補修するための方法は、一般的にエンジン保守マニュアルに見出され、その方法は構成要素を補修し、実用できる状態に戻すことを可能にする。一般にそれらの補修方法は、クラックを修復するために該クラックを溶接することと、それに続く応力除去の熱処理とからなる。鍛造付属部品を有する鋳造インコネル７１８については、補修方法は、組立体を約１７５０゜Ｆで約１時間予熱することと、約１７５０゜Ｆで約１時間溶接後熱処理することと、それに続きエージング熱処理してγ”を形成させることからなる。
【０００５】
鋳造インコネル７１８を用いる航空宇宙構造用構成要素は、耐用期間が限定されない。このような構造用構成要素は、それらの旧式化についての計画された時間はない。これらの構成要素には、航空機エンジンの主フレーム、ケース及び支持体が含まれ、それらは一定の継続時間及び／又はエンジンサイクルで点検される。それらの点検中に実用不能な状態が発見されたときは、不適合の構成要素はエンジンから取外され修理工場に送られる。このことは通常「ショップビジット」と呼ばれる。
【０００６】
上記のようなショップビジット中に、標準的な溶接及び熱処理修理を要するクラックが、インコネル７１８構成要素に発見されることは希ではない。このようなショップビジットは、溶接及び熱処理補修の多くの繰返し履歴を生じる。これらの繰返し補修は、長期にわたるδ相析出物の形成による鋳造インコネル７１８材料の劣化の原因になる。幾つかの補修ステーションからのデータでは、溶接／熱処理補修の効果がそれらの補修の頻度に比例して減少することを示している。例えば、ＣＦ６−５０圧縮機後部フレームについて、支柱端部の抽気ポートにクラックが発生する前に、該フレームをエンジンに使用できる時間は平均２５，０００時間となると１つの航空会社は報告している。公知の局所溶接／熱処理補修方法を行うことによってクラックが補修され、フレームが実用に戻された後に、その溶接／熱処理補修部位に近い抽気ポートの領域内に新しいクラックが発生することになる。新しいクラックが現われる平均時間は、最初の補修の後５，０００時間である。従って、新しいフレームが実用に供された時からクラックが現われるのに要する時間が約２５，０００時間である場合、溶接及び熱処理補修の後に新しいクラックが現われるのに要する時間は元の実用時間の約２０％である。これは、異なる航空会社からの多くの報告のうちの正に１つの例である。
【特許文献１】
米国特許第４９７３３６６号
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
補修後のフレームの実用使用時間（クラックなしで）が低下する主な原因は、鋳造インコネル７１８材料の劣化である。１７００゜Ｆないし１８００゜Ｆの温度範囲での繰返し加熱及び冷却サイクルは、δ相の形成の原因になる。該材料には、溶接及び熱処理補修によるデルタ相物質を蓄積し、このデルタ相物質は多くのサイクルに伴って悪化する。このデルタ相の存在は、合金中のある種のキー元素の分布が、その元素が一定の領域に集合的に移動しそこに高濃度に集中した状態に変化することを示している。このことは、それらの元素を他の領域から奪い、それらの領域における合金の機械的性質を低下させる。従って、δが存在すると鋳造インコネル７１８の機械的性質が低下するので、クラックの発生を防止するためには、キー元素が合金中に適切に再分布されなくてはならない。
【０００８】
本発明は、元素のより均一な分布が得られるように鋳造インコネル７１８のエンジン部品を回復させるために使用される、補修及び熱処理における改良に関する。長期の間にまた多数回のクラック補修及び熱処理の後に、鋳造インコネル７１８の機械的性質は劣化する。本発明の方法は、鋳造インコネル７１８が、製造直後の鋳造インコネル７１８の状態と同じ状態へ回復するのを可能にする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
鋳造インコネル７１８構成要素を含む部品は、熱処理を含む方法によって回復される。最初に、鋳造部分と鍛造部分とを通常含む部品は、熱処理チャンバ内に置かれ、酸素がパージされ、チャンバ内の圧力が適切な中性又は還元性雰囲気に設定される。次いで、部品は、変形を最小にするのに適した昇温速度で、約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲の温度まで加熱される。次いで、部品の温度は、約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲に、デルタ相析出物を溶体化し合金を均質化するのに十分な時間保たれる。次いで、部品は、保護的中性又は還元性雰囲気内で、約１６００゜Ｆないし約１９００゜Ｆの範囲においてデルタ相の析出を回避するのに十分な降温速度でかつ寸法安定性を維持するのに十分な降温速度で、冷却される。次いで、部品は、室温まで、空気冷却されるか又は同等な降温速度で不活性ガス中で冷却される必要がある。次いで、鍛造部分が、本質的に溶体化された状態を有する鋳造部分を残して取除かれることができる。本明細書で用いられる、「鍛錬」及び「鍛造」の用語は互換性をもって使用される。その後、鋳造部分は再使用されるが、鍛錬部分は廃棄される。
【００１０】
本発明の他の特徴及び利点は、本発明の原理を例として示す添付図面に関連してなされる好ましい実施形態の、以下のより詳細な説明から明らかとなろう。
【００１１】
【発明の実施の形態】
本発明は航空機エンジンの１部として含まれる鋳造インコネル７１８の機械的性質を回復するための新規な熱処理方法を提供する。従って、回復された鋳造インコネル７１８構成要素を含むフレームは、該部品の鋳造インコネル７１８構成要素のショップビジット補修が減少することによる利益をもたらすことになる。
該フレームの将来の保守コストもまた低減されることになる。
【００１２】
鋳造インコネル７１８構成要素を含むフレームの機械的性質を回復するためには、インコネル７１８構成要素を適切に溶体化するために、いくつかの加熱サイクル段階が実行されなければならない。部品の鍛造構成要素は、部品の鋳造構成要素に取付けたままにしておくべきであり、それにより、鋳造構成要素は、熱処理工程中にその寸法安定性を維持することになる。
【００１３】
さて、図１を参照すると、この図には、クラック発生後に回復された鋳造インコネル７１８部分が当初の機械的性質を有するために、鋳造インコネル７１８部分を含む部品に実施される必要がある段階を説明するフローチャートが示されている。最初に、鋳造インコネル７１８部分を含む部品は、符号１０で表すように、当業者に公知の熱処理チャンバ内に置かれ、該チャンバは約０．５ミクロンHgの雰囲気にまで真空排気されるか或いは非反応ガスでパージされる。次いで、該部品は、符号１２で表すように、約９７５゜Ｆないし約１０２５゜Ｆの範囲内の温度まで加熱される。約９７５゜Ｆないし約１０２５゜Ｆの範囲までの加熱が終わると、符号１４で表すように、温度はその範囲に保持される。次いで、該部品は、６０分以内の温度安定状態の後に、約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの範囲の温度まで加熱され、この段階は符号１６により表されている。次いで、部品の温度は、符号１８で表すように、約１９５０゜Ｆないし２１５０゜Ｆの範囲の温度に約５５分ないし約６５分の範囲の時間保持される。この時間の長さは、δ相が完全に溶体化されることを可能にするものであるべきである。しかしながら、部品、即ち通常航空機エンジンに使用されるフレームの寸法に応じて、より長いか又はより短い時間を用いることができる。次いで、符号２０で表すように、不活性又は非反応性ガスが、もし既に存在していなければ、該チャンバに導入される。該チャンバは、符号２０で表すように、鋳造インコネル７１８部分におけるδ相の形成を避けるのに十分な降温速度、即ち通常３０゜Ｆ／分より小さくない降温速度で、約１０００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲の温度まで冷却され、再加熱されてγ”が析出する時間の間保持される。次いで、該チャンバは、符号２４で表すように、空気により冷却されるか又は空気による冷却と同等な降温速度で室温まで冷却される。
【００１４】
図２及び図３を参照すると、これらの図は、鋳造インコネル７１８についての時間−温度−変態（「ＴＴＴ」）曲線、及び鋳造インコネル７１８についての温度−安定状態図であり、両方とも、鉱物、金属及び材料協会から１９８９年発行の、Ｅ．Ａ．Ｌｏｒｉａ編の論文集「超合金７１８‐冶金学及び用途」内の「キャスト７１８のミクロ構造的特徴」と題する論文に記載されており、インコネル７１８の部品が上側のＴＴＴ曲線の鼻部を通過して冷却されない場合、望ましくないδ相が析出を開始できないことが分かる。この相の形成は回避することが可能であり、１０００゜Ｆないし１２００゜Ｆまで急速に冷却することによってこの相の形成が防止できる。しかしながら、高温からの急速な冷却により発生する応力に基づく変形を避けるためには、フレームの鋳造部分に取付けられた該フレームの鍛造部分を残しておくことが必要である。
【００１５】
通常、熱処理サイクルが終わると、部品即ちフレームは機械加工されて鍛造部分が部品の鋳造インコネル７１８部分から取除かれる。部品の回復された鋳造インコネル７１８部分には、次いで新しい鍛造部分が溶接され、新しい分離不能の部品が作り出される。厳密な方法は、この熱処理工程を用いる処理を必要とする鋳造インコネル７１８フレームの寸法（即ち、航空機エンジンフレームの形式）に応じて変化する。
【００１６】
新しい鍛造構成要素が鋳造インコネル７１８構成要素に溶接されると、個々の構成要素のために当初の製造設計図に定められている溶体化及び熱処理サイクルを行うことができる。溶接後の加熱サイクル、例えばエンジン型式に特有の応力除去サイクルの実行については例外がある場合があり、全てのフレーム設計が溶接後の溶体化熱処理を指定しているとは限らない。しかしながら、実用から外され本発明に従って補修され、新しい鍛造部分をその後溶接したフレームの鋳造インコネル７１８部分は、新しい鋳造インコネル７１８部分と新しい鍛造部分とから作られた新しいフレームと同様に処理されることができる。
【００１７】
鋳造インコネル７１８部分が約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当初のつまり古い鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新しい鍛造部分を鋳造品に取付けることができる。処理されるべき鋳造インコネル７１８構成要素を含む部品が、各図で説明したような特別の溶接後溶体化熱処理を要しない場合であっても、鋳造インコネル７１８部分及び取付けられた鍛造部分の機械的性質を完全に達成させるために、応力除去熱処理及び該部分を適切にエージングするための時効硬化熱処理が行われるべきである。鍛造部分は、その性質が異なった熱処理で達成される種々の熱処理可能な合金からなる可能性があるので、それらのエージング処理は以下で説明するように多様である。
【００１８】
鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新しい鍛造部分を鋳造品に取付けることができる。部品が、鍛造ワスパロイ構成要素又は鍛造ルネ４１構成要素のいずれかに溶接された鋳造インコネル７１８構成要素を含む場合、それらの構成要素が互いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品を適切にエージングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間として、約１時間熱処理され、次いで約１２５０゜Ｆないし約１３５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間として、約８時間熱処理され、次いで約１１５０゜Ｆないし約１２５０゜Ｆの範囲で、第３の予め選択された時間として、約１時間熱処理されるべきである。より好ましい実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１３２５゜Ｆ±２５゜Ｆで約８時間熱処理され、次いで約１２００゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理されるべきである。
【００１９】
鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新しい鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品がインコロイ９０７鍛造構成要素に溶接された鋳造インコネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が互いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間として、約１時間熱処理され、次いで約１４００゜Ｆないし約１５２５゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間として、約１６時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲で、第３の予め選択された時間として、約８時間熱処理されるべきである。より好ましい実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１４７５゜Ｆ±２５゜Ｆで約１６時間熱処理され、次いで約１１５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約８時間熱処理されるべきである。
【００２０】
鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後に、新しい鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品が鍛造インコロイ９０９構成要素に溶接された鋳造インコネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間として、約１時間熱処理され、次いで約１３５０゜Ｆないし約１４５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間として、約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆないし約１２２５゜Ｆで、第３の予め選択された時間として、約４時間熱処理されるべきである。第３の予め選択された時間は、望むのなら、範囲内の上限温度であれば、１時間に短縮できる。
【００２１】
鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後、新しい鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品が鍛造インコロイ９０３構成要素に溶接された鋳造インコネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が互いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間として、約１時間熱処理され、次いで約１２５０゜Ｆないし約１３５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間として、約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲で、機械特性を達成し且つ内部応力が無くなるように第３の予め選択された時間で熱処理されるべきである。一例として、第３の予め選択された時間として８時間かかるかもしれない。より好ましい実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１３２５゜Ｆ±２５゜Ｆで約８時間熱処理され、次いで約１２００゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理されるべきである。
【００２２】
鋳造インコネル７１８構成要素が約１９５０゜Ｆないし約２１５０゜Ｆの温度範囲内で溶体化され、当初の鍛造部分が機械加工で取除かれた後、新しい鍛造構成要素を鋳造品に取付けることができる。部品が鍛造インコネル７１８構成要素に溶接された鋳造インコネル７１８構成要素である場合、それらの構成要素が互いに溶接された後に、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５００゜Ｆないし約１６００゜Ｆの範囲で、第１の予め選択された時間として、約１時間熱処理され、次いで約１３５０゜Ｆないし約１４５０゜Ｆの範囲で、第２の予め選択された時間として、約８時間熱処理され、次いで約１１００゜Ｆないし約１２００゜Ｆの範囲で、第３の予め選択された時間として、約４時間熱処理されるべきである。より好ましい実施形態においては、溶接応力を除去し該部品をエージングするために、該部品は、約１５５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約１時間熱処理され、次いで約１４２５゜Ｆ±２５゜Ｆで約８時間熱処理され、次いで約１１５０゜Ｆ±２５゜Ｆで約４時間熱処理されるべきである。
【００２３】
本発明を好ましい実施形態に関連して説明してきたが、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、種々の変更を行うことができまた均等物をその要素に置き換えることができることは当業者には明らかであろう。更に、本発明の本質的な技術的範囲から逸脱することなく、特定の状況或いは材料を本発明の教示に適合させるように多くの修正が可能である。従って、本発明は、本発明を実施するために考えられる最良の形態として開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  全部或いは一部が鋳造インコネル７１８を含む構成要素からなる航空機エンジン部品をクラック発生後に回復させることができる方法を示すフローチャート。
【図２】  鋳造インコネル７１８についての時間−温度−変態曲線。
【図３】  鋳造インコネル７１８についての温度−安定状態図。
【符号の説明】
１０  部品を熱処理チャンバ内に置き０．５ミクロンHgまでチャンバを真空排気する
１２  チャンバを１０００゜Ｆまで加熱する
１４  チャンバの温度を安定にする
１６  チャンバを１９５０゜Ｆないし２０００゜Ｆの間まで加熱する
１８  温度を１時間保持する
２０  チャンバ内に不活性ガスを送入する
２２  チャンバを１０００゜Ｆまで冷却する
２４  チャンバを室温まで冷却する
【図１】
0004554882.tif 000002
【図２】
0004554882.tif 000003
【図３】
0004554882.tif 000004