【手続補正書】
【提出日】平成19年12月5日(2007.12.5)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
構成部材をなす金属の基体からセラミック製の熱バリアコーティングを除去するための方法であって、
前記構成部材の前記基体の前記熱バリアコーティングにエアジェットを向ける工程であって、
前記ジェットが、非磨耗性の粒状の媒体を含有し、
前記媒体を、前記ジェットのノズルから低圧で放出する工程、
を含み、
前記低圧は、前記媒体にとって前記基体を損傷させるには至らないが、前記媒体にとって前記セラミック製の熱バリアコーティングを除去するために十分であることを特徴とする方法。
【請求項２】
請求項１記載の方法において、
前記エアジェットの圧力を、１３８〜６９８ｋＰａ（２０〜１００ＰＳＩＧ）とすることを特徴とする方法。
【請求項３】
請求項２記載の方法において、
前記媒体を、実質的に球形形状のものとすることを特徴とする方法。
【請求項４】
請求項３記載の方法において、
前記球状の媒体の直径を、０．０５〜０．２５ｍｍ（０．００２〜０．０１０インチ）とすることを特徴とする方法。
【請求項５】
請求項４記載の方法において、
前記媒体を、ガラスビーズとすることを特徴とする方法。
【請求項６】
請求項１記載の方法において、
前記構成部材を、タービンエンジンの構成部材とすることを特徴とする方法。
【請求項７】
請求項６記載の方法において、
前記タービンエンジンの構成部材を、燃焼チャンバとすることを特徴とする方法。
【請求項８】
タービンエンジンにおける金属の構成部材の冷却穴から選択的にセラミック製の熱バリアコーティングを除去するための方法であって、
前記構成部材の前記冷却穴にエアジェットを向ける工程であって、
前記ジェットが、非磨耗性の粒状の媒体を含有し、
前記媒体を、前記ジェットのノズルから低圧で放出する工程、
から実質的になり、
前記低圧は、前記セラミック製の熱バリアコーティングを選択的に除去するために十分であるが、前記冷却穴の基材をなす金属の基体を損傷させるには至らないことを特徴とする方法。
【請求項９】
請求項８記載の方法において、
前記エアジェットの圧力を、１３８〜６９８ｋＰａ（２０〜１００ＰＳＩＧ）とすることを特徴とする方法。
【請求項１０】
請求項９記載の方法において、
前記媒体を、実質的に球形形状のものとすることを特徴とする方法。
【請求項１１】
請求項１０記載の方法において、
前記球状の媒体の直径を、０．０５〜０．２５ｍｍ（０．００２〜０．０１０インチ）とすることを特徴とする方法。
【請求項１２】
請求項１１記載の方法において、
前記媒体を、ガラスビーズとすることを特徴とする方法。
【請求項１３】
請求項１２記載の方法において、
前記タービンエンジンの構成部材を、燃焼チャンバとすることを特徴とする方法。
【請求項１４】
請求項８記載の方法において、
前記エアジェットを、前記構成部材の表面であって前記熱バリアコーティングを有する表面とは反対側の表面に向けて、前記冷却穴に向けることを特徴とする方法。
【請求項１５】
請求項９記載の方法において、
前記エアジェットを、前記冷却穴と実質的に同じ角度で前記冷却穴に向けることを特徴とする方法。
【請求項１６】
請求項８記載の方法において、
前記エアジェットが、前記冷却穴の金属製エッジを丸くすることを特徴とする方法。
【請求項１７】
請求項８記載の方法において、
レーザ穿孔プロセスを使用して、前記タービンの構成部材に前記冷却穴を形成することを特徴とする方法。
【請求項１８】
熱バリアコーティングされたタービンエンジンの構成部材に冷却穴を形成するための方法であって、
前記構成部材に冷却穴を穿孔する工程と、
前記冷却穴を有する前記構成部材をセラミック製の熱バリアコーティングでコーティングする工程と、
前記構成部材の前記冷却穴にエアジェットを向ける工程であって、
前記ジェットが、非磨耗性の粒状の媒体を有し、
前記媒体を、前記ジェットのノズルから低圧で放出する工程と、
を含み、
前記低圧は、前記セラミックス製の熱バリアコーティングを選択的に除去するために十分であるが、前記冷却穴の基材をなす金属の基体を損傷させるには至らないことを特徴とする方法。
【請求項１９】
請求項１８記載の方法において、
前記エアジェットの圧力を、１３８〜６９８ｋＰａ（２０〜１００ＰＳＩＧ）とすることを特徴とする方法。
【請求項２０】
請求項１９記載の方法において、
前記媒体を、実質的に球形形状のものとすることを特徴とする方法。
【請求項２１】
請求項２０記載の方法において、
前記球状の媒体の直径を、０．０５〜０．２５ｍｍ（０．００２〜０．０１０インチ）とすることを特徴とする方法。
【請求項２２】
請求項２１記載の方法において、
前記媒体を、ガラスビーズとすることを特徴とする方法。
【請求項２３】
請求項２２記載の方法において、
前記タービンエンジンの前記構成部材を、燃焼チャンバとすることを特徴とする方法。
【請求項２４】
請求項１６記載の方法において、
前記エアジェットを、前記構成部材の表面であって前記熱バリアコーティングを有する表面とは反対側の表面に向けて、前記冷却穴に向けることを特徴とする方法。
【請求項２５】
請求項１８記載の方法において、
前記エアジェットを、前記冷却穴と実質的に同じ角度で前記冷却穴に向けることを特徴とする方法。
【請求項２６】
請求項１８記載の方法において、
前記エアジェットが、前記冷却穴の金属製エッジを丸くすることを特徴とする方法。
【請求項２７】
請求項１８記載の方法において、
レーザ穿孔プロセスを使用して、前記タービン構成部材を貫通穿孔して、前記冷却穴を形成することを特徴とする方法。
【請求項２８】
請求項１記載の方法において、
前記セラミック製の熱バリアコーティングと前記金属の基体との間に、ボンドコートを配置することを特徴とする方法。
【請求項２９】
請求項２８記載の方法において、
前記ボンドコートが、ＭＣｒＡｌＹコーティングとアルミナイドコーティングとからなる群から選択され、
前記Ｍが、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｆｅ及びこれらの混合物からなる群から選択されることを特徴とする方法。
【請求項３０】
請求項２９記載の方法において、
前記アルミナイドコーティングが、白金アルミナイドコーティングであることを特徴とする方法。
【請求項３１】
請求項８記載の方法において、
前記セラミック製の熱バリアコーティングと前記金属の基体との間に、ボンドコートを配置することを特徴とする方法。
【請求項３２】
請求項３１記載の方法において、
前記ボンドコートが、ＭＣｒＡｌＹ合金コーティングとアルミナイドコーティングとからなる群から選択され、
前記Ｍが、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｆｅ及びその混合物からなる群から選択されることを特徴とする方法。
【請求項３３】
請求項３２記載の方法において、
前記アルミナイドコーティングが、白金アルミナイドコーティングであることを特徴とする方法。
【請求項３４】
請求項１８記載の方法において、
前記セラミック製の熱バリアコーティングと前記金属の基体との間に、ボンドコートを配置することを特徴とする方法。
【請求項３５】
請求項３４記載の方法において、
前記ボンドコートが、ＭＣｒＡｌＹ合金コーティングとアルミナイドコーティングとからなる群から選択され、
前記Ｍが、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｆｅ及びその混合物からなる群から選択されることを特徴とする方法。
【請求項３６】
請求項３５記載の方法において、
前記アルミナイドコーティングが、白金アルミナイドコーティングであることを特徴とする方法。