(57)【要約】【課題】  厚さ０．０２１インチ以下の外形的特徴部を製造できるタービンエンジン部品の製造法の提供。【解決手段】  本発明のセラミック基複合材料ガスタービンエンジン部品は、各々複数のセラミック繊維トウ４６を含む複数の硬化セラミック基複合材料プライ４４であって、各セラミック繊維トウ４６が複数のセラミック繊維７２を含んでいて、各プライ４４が一方向配向性をもつように各プライ４４の複数のトウ４６が互いに隣接して配設されたプライ４４を含む。部品はさらに、セラミック繊維７２上に設けられた皮膜４８を含む。部品はさらに、各プライ４４の繊維７２及びトウ４６間及び複数のプライ４４間の間隙領域に存在するセラミックマトリックス材料６４を含み、部品の少なくとも一部分の厚さは約０．０２１インチ以下である。本発明は、かかるセラミック基複合材料部品の製造方法にも関する。【選択図】  図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
セラミック基複合材料ガスタービンエンジン部品であって、当該部品が、
各々複数のセラミック繊維トウ４６を含む複数の硬化セラミック基複合材料プライ４４であって、各セラミック繊維トウ４６が複数のセラミック繊維７２を含んでいて、各プライ４４が一方向配向性をもつように各プライ４４の複数のトウ４６が互いに隣接して配設されたプライ４４と、
セラミック繊維７２上に設けられた窒化ホウ素、窒化ケイ素、炭化ケイ素及びそれらの組合せからなる群から選択される皮膜４８と、
各プライ４４の繊維７２及びトウ４６間及び複数のプライ４４間の間隙領域に存在するセラミックマトリックス材料６４と
を含んでなり、当該部品の少なくとも一部分が硬化セラミック基複合材料プライ４４を含んでいて、少なくとも上記部分における各セラミックプライ４４のトウ４６と皮膜４８と間隙セラミックマトリックス材料６４とを含めた厚さは約０．００５〜０．００８インチであり、少なくとも上記部分における全体の厚さが約０．０２１インチ以下である、ガスタービンエンジン部品。
【請求項２】
当該部品がさらに翼形部１２を含む、請求項１記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項３】
繊維７２が炭化ケイ素繊維である、請求項１記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項４】
当該部品が非冷却式タービン動翼１０又は冷却式タービン動翼１１０のいずれかである、請求項３記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項５】
少なくとも前記部分におけるマトリックス材料の体積百分率が約６０〜７０％である、請求項１記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項６】
少なくとも前記部分における各トウ４６の厚さが約０．００２〜０．００３インチである、請求項１記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項７】
少なくとも前記部分におけるマトリックス材料の体積百分率が約６０〜７０％である、請求項２記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項８】
少なくとも前記部分における各トウ４６の厚さが約０．００２〜０．００３インチである、請求項２記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項９】
少なくとも前記部分におけるマトリックス材料の体積百分率が約６０〜７０％である、請求項４記載のガスタービンエンジン部品。
【請求項１０】
少なくとも前記部分における各トウ４６の厚さが約０．００２〜０．００３インチである、請求項４記載のガスタービンエンジン部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は広義にはセラミック基タービンエンジン部品に関するものであり、具体的には、小さくて複雑な外形的特徴部を有するセラミック基複合材料ガスタービンエンジン部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの効率及び性能を向上させて、推力／重量比の増大、排気ガス削減及び燃料消費率の向上を達成すべく、エンジンタービンの作動温度を高めることが課題とされている。高温化が、エンジンのホットセクション（特にタービンセクション）の部品を構成する材料の限界に達し、それを超えると、新素材を開発しなければならない。
【０００３】
エンジン作動温度の上昇に伴って、燃焼器及びタービン翼形部を構成する耐熱合金の新たな冷却法が開発されている。例えば、高温燃焼ガスの流れる部品表面にセラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）を塗工して、伝熱率を下げ、基材金属を熱から保護し、部品が高温に耐えられるようにする。こうした改良は、ピーク温度及び温度勾配を下げるのに役立つ。フィルム冷却により耐熱性又は熱保護性を改良するため、冷却孔も導入されている。併せて、耐熱合金の代替材料としてセラミック基複合材料も開発されている。セラミック基複合材料（「ＣＭＣ」）は多くの場合金属よりも温度及び密度の点で優れているため、作動温度の高温化が望まれる際に好まれる材料となる。
【０００４】
従前、セラミック基複合材料を用いてタービン動翼のようなタービンエンジン部品を製造するため様々な技術が用いられてきた。しかし、かかる技術には、ヘリコプターエンジン用ガスタービンエンジン部品の小さな外形的特徴部に関して問題があった。
【０００５】
従前、セラミック基複合材料を用いたタービン動翼のようなタービンエンジン部品の製造には様々な技術が用いられてきた。本願出願人に譲渡された米国特許第５０１５５４０号、同第５３３０８５４号及び同第５３３６３５０号（これらの開示内容は援用によって本明細書の内容の一部をなす。）に記載されたＣＭＣ部品の製造方法は、繊維材料に溶融ケイ素を溶浸する炭化ケイ素マトリックス複合材料の製造法に関するもので、この方法を以下「Ｓｉｌｃｏｍｐ法」という。繊維は概して約１４０μｍ以上の直径を有するので、ヘリコプターガスタービンエンジン用タービン動翼部品のように約０．０３０インチ程度の外形的特徴部を有する複雑で入り組んだ形状はＳｉｌｃｏｍｐ法では製造できない。
【０００６】
その他プリプレグ溶融浸透法のような技術も用いられてきたが、未硬化時の厚さが約０．００９〜０．０１１インチの標準的プリプレグプライで製造されるため、かかる部品について十分な構造的健全性をもつ最小硬化厚は約０．０３３〜０．０３６インチであった。最終部品におけるマトリックス組成百分率が標準的なものでは、かかる未硬化厚のものを用いると最終硬化厚は約０．００３３〜０．０３６インチとなる。
【特許文献１】米国特許第６５５５１７４号明細書
【特許文献２】米国特許第５５８９１１５号明細書
【特許文献３】米国特許第５４４５６９３号明細書
【特許文献４】米国特許第５４３３９１５号明細書
【特許文献５】米国特許第５１８８８７８号明細書
【特許文献６】米国特許第５１１０６５２号明細書
【特許文献７】米国特許第４９６０６２９号明細書
【特許文献８】米国特許第４８０８０７６号明細書
【特許文献９】米国特許出願公開第２００５／００８４３７７号明細書
【特許文献１０】米国特許出願公開第２００２／０１５５２６９号明細書
【特許文献１１】米国特許出願公開第２００２／０１４１６１０号明細書
【特許文献１２】米国特許出願公開第２００１／００２６８６８号明細書
【特許文献１３】特開２００４−１７４７３０公報
【特許文献１４】特開２００４−０９８４９３公報
【特許文献１５】特開２００２−２６６２１６公報
【特許文献１６】特開平０６−３０５８６３公報
【特許文献１７】特開平０１−２７１２３２公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
厚さ約０．０１５〜０．０２１インチの外形的特徴部を製造できるＣＭＣヘリコプタータービンエンジン部品の製造法が必要とされている。さらに、厚さ約０．０２１インチ未満の外形的特徴部を有するＣＭＣヘリコプタータービンエンジン部品の製造法も必要とされている。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の一実施形態は、複数の硬化セラミック基複合材料プライを含んでなるセラミック基複合材料ガスタービンエンジン部品であって、各プライが複数のセラミック繊維トウを含んでおり、各セラミック繊維トウが複数のセラミック繊維を含んでいて、各プライが一方向配向性をもつように各プライの複数のトウが互いに隣接して配設されている、ガスタービンエンジン部品である。部品はさらに、セラミック繊維上に設けられた窒化ホウ素、窒化ケイ素、炭化ケイ素及びそれらの組合せからなる群から選択される皮膜を含む。部品はさらに、各プライの繊維及びトウ間及び複数のプライ間の間隙領域に存在するセラミックマトリックス材料を含み、部品の少なくとも一部分は３枚の硬化セラミック基複合材料プライを有し、少なくとも上記部分における各セラミックプライのトウと皮膜と間隙セラミックマトリックス材料とを含めた厚さは約０．００５〜０．００８インチであり、少なくとも上記部分における全体の厚さは約０．０２１インチ以下である。
【０００９】
本発明の別の実施形態は、非冷却式セラミック基複合材料ガスタービンセクション部品の製造方法である。本方法は、複数のプリプレグセラミック繊維トウを含む複数のプリプレグ硬化セラミックプライであって、各プライが一方向配向性をもつように各プライの複数のトウが互いに隣接して配設されたプライを準備する段階を含む。本方法はさらに、複数のプリプレグセラミックプライを所定の構成にレイアップして部品形状に成形する段階を含む。本方法はさらに、部品形状を加熱してセラミックプリフォームを形成する段階を含む。本方法はさらに、タービン動翼プリフォームを少なくともケイ素で緻密化して、非冷却式セラミック基複合材料タービン動翼を形成する段階を含むが、部品の少なくとも一部は、トウと皮膜と間隙セラミックマトリックス材料とを含めた厚さが約０．００５〜０．００７インチの硬化セラミックプライを含む。
【００１０】
本発明のもう一つの実施形態は、冷却式セラミック基複合材料ガスタービンエンジン部品の製造方法である。本方法は、複数のプリプレグセラミック繊維トウを含む複数のプリプレグ硬化セラミックプライであって、各プライが一方向配向性をもつように各プライの複数のトウが互いに隣接して配設されたプライを準備する段階を含む。本方法はさらに、複数のプリプレグセラミックプライを成形用具の周囲に所定の構成にレイアップして部品形状に成形する段階を含む。本方法はさらに、部品形状を加熱してセラミックプリフォームを形成する段階を含む。本方法はさらに、成形用具を取り除く段階を含む。本方法はさらに、プリフォームを少なくともケイ素で緻密化して、セラミック基複合材料部品を形成する段階を含むが、部品の少なくとも一部は、トウと皮膜と間隙セラミックマトリックス材料とを含めた厚さが約０．００５〜０．００７インチの厚さの硬化セラミックプライを含む。本方法はさらに、セラミック基複合材料部品に冷却孔を穿孔して、冷却式セラミック基複合材料部品を形成する段階を含む。
【００１１】
本発明の利点は、間隙セラミックマトリックス材料の体積百分率を低減することによって、小さな外形的特徴部を有するＣＭＣ製品を製造できることである。
【００１２】
本発明のもう一つの利点は、薄いプリプレグプライを用いることによって、小さな外形的特徴部を有するＣＭＣ製品を製造できることである。
【００１３】
本発明のその他の特徴及び利点は、本発明の原理を例示するための添付の図面と併せて好ましい実施の形態に関する以下の詳細な説明を参酌することによって明らかとなろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
図１に、ヘリコプターガスタービンエンジンのＬＰＴ非冷却式動翼１０の一例を示す。この図では、タービン動翼１０はセラミック基複合材料を含む。タービン動翼１０は翼形部１２を有しており、これに向かって高温排気ガスが流れる。タービン動翼１０はダブテール部１４によってタービンディスク（図示せず）に取り付けられるが、ダブテール部は翼形部１２から下方に延在していて、タービンディスクに設けられた相補的形状のスロットと嵌合する。本発明のＬＰＴ（低圧タービン）動翼１０は一体プラットフォームを備えていない。高温燃焼ガスへのダブテール１４の暴露を最小限にするため、別個にプラットフォームを設ける。翼形部は前縁部１６と後縁部１８を有する。動翼１０は、比較的小型の部品であり、図１に示すように、後縁部の厚さは約０．０１５〜０．０２１インチである。
【００１５】
一実施形態に係るＣＭＣタービン動翼は好ましくは「プリプレグ」ＭＩ法を用いて製造したＳｉＣ／ＳｉＣ複合材料からなる。ＳｉＣ／ＳｉＣプリプレグ材料などの代表的製造方法は、本願出願人に譲渡された米国特許第６０２４８９８号及び米国特許６２５８７３７号に記載されており、その開示内容は援用によって本明細書の内容の一部をなす。かかる「プリプレグ」プライは炭化ケイ素含有繊維を含んでいるが、繊維はトウとして束ねられ、すべての繊維が同じ方向を向くようにトウはすべて互いに隣接している。「炭化ケイ素含有繊維」という用語は炭化ケイ素を含む組成を有する繊維を意味し、好ましくは実質的に炭化ケイ素からなる。例えば、繊維は炭化ケイ素コアを炭素で被覆したものでもよいし、逆に、繊維は炭素コアを炭化ケイ素で被覆又は封入したものでもよい。これらの例は「炭化ケイ素含有繊維」という用語を説明するために挙げたものにすぎず、この特定の組合せに限定されるものではない。炭化ケイ素を含んでいる限り、その他の繊維組成も想定される。
【００１６】
本発明のタービン動翼１０を製造するため、所定の数のＳｉＣプリプレグプライを所定の構成でレイアップしてタービン動翼の形状に成形するが、後縁部１８の硬化厚は約０．０１５〜０．０２１インチである。ガスタービンエンジンでの作動に耐える十分な構造的健全性を後縁がもつようにするため、十分な構造的支持を与えるようにプライ間に２以上の境界領域（つまり３枚のプライ）を有するのが好ましい。
【００１７】
後縁を構成する３枚のプライは好ましくは３枚のすべてのプライが同一方向に向かないように配向させる。プリプレグプライに関して「０度配向」とは、当技術分野で公知の通り繊維トウの列がタービン動翼の長手方向又は軸と整列するようにプライをレイアップすることを意味する。９０度配向とは、当技術分野で公知の通り繊維トウの列がタービン動翼の長手方向又は軸と９０度の角度をなすようにプライをレイアップすることを意味する。０度及び９０度以外のすべての配向は、当技術分野で公知の通り、タービン動翼の長手方向の平面からプライを時計方向（正）に回転させるか、反時計方向（負）に回転させるかによって、正でも負でもよい。０度配向のプリプレグプライはＣＭＣ完成品において９０度配向のプリプレグプライよりも約２０倍大きい引張強さを有する。小さな外形的特徴部を通らない残りのプライは、当技術分野で公知の如何なる適当な配向に配置してもよい。例えば、残りのプライはすべて、当技術分野で公知のように残りのプライの配向が順次約０度、約９０度、約０度、約−９０度などの配向となるようにレイアップしてもよいし、或いは順次約−４５度、約０度、約４５度、約９０度の配向となるようにレイアップしてもよいし、その他の機械的に許容される配置にレイアップすればよい。
【００１８】
このプロセスの次の段階は、当技術分野で公知の圧縮成形、ブラダ成形又はオートクレーブ処理などによって上記タービン動翼形状を加熱してセラミックプリフォームを成形することである。このプロセスの最終段階は、上記プリフォームを少なくともケイ素（好ましくはホウ素をドープしたケイ素）で緻密化して非冷却式ＣＭＣタービン動翼を形成することである。溶浸の一実施形態では、プリフォームを溶融ケイ素と接触させて、溶融ケイ素を溶浸させる。溶浸法は、本願出願人に譲渡された米国特許第４７３７３２８号に開示されており、その開示内容は援用によって本明細書の内容の一部をなす。
【００１９】
厚さ約０．０１５〜０．０２１インチの小さな後縁１８を得るための一つの方法は細いセラミック繊維トウからなる複数のプライを用いることであり、各トウは約８００〜約１０００デニールで、各トウの厚さは約０．００２〜０．００３インチである。
【００２０】
図２の代表的な後縁部１８の断面図に示すように、後縁部１８は３枚の硬化プリプレグプライ４４からなる。各プライ４４は複数のプリプレグトウ４６を含んでおり、プリプレグトウ４６は、窒化ホウ素、窒化ケイ素、炭化ケイ素及びそれらの組合せからなる群から選択される皮膜４８で被覆された複数の繊維７２を含んでいるが、皮膜４８は当技術分野で公知であり、各トウ４６は約８００〜約１０００デニールであり、各プライ４４の厚さは約０．００５〜０．００７インチである。プライ４４、トウ４６及び繊維７２の間及び周囲に間隙セラミック材料５０が存在しており、３枚の硬化プライ４４の全体の厚さは約０．００１５〜０．０２１インチである。間隙セラミック材料５０は、プライ間の２つの境界領域５６も形成する。好ましくは、３枚のプライの配向は同一ではない。図２に示す代表的な実施形態では、２枚の外側プライ５４の配向は０度であるが、中間プライ５６の配向は９０度である。
【００２１】
２番目の方法は、動翼１０におけるマトリックス材料の体積百分率が約６０〜７０％となるように比較的少量のセラミックマトリックス材料を使用することである。マトリックスの体積百分率の増加は、マトリックス中の炭素含有量の低減及び／又は粒子含有量の低減によりケイ素での完全な充填が確実に行えるようにすることよって達成し得る。このような比較的低い割合のマトリックス材料は、約０．０１５〜０．０２１インチの厚さを達成するのに約０．００５〜０．００７インチの厚さのプリプレグプライを使用できることを意味する。
【００２２】
図３の２番目の代表的な後縁部１８の断面図に示すように、後縁部１８は３枚の硬化プリプレグプライ５８からなる。各プライ５８は複数のプリプレグトウ６０を含んでおり、トウ６０は、窒化ホウ素、窒化ケイ素、炭化ケイ素及びそれらの組合せからなる群から選択される皮膜６２で被覆された複数の繊維７４を含んでいるが、皮膜６２は当技術分野で公知であり、各トウ６０は約１４００〜約１８００デニールであり、各プライ５８の厚さは約０．００６〜０．００７インチである。プライ５８、トウ６０及び繊維７４の間及び周囲に間隙セラミック材料６４が存在しており、３枚の硬化プライ５８の全体の厚さは約０．００１８〜０．０２１インチである。間隙セラミック材料６４は、プライ５８間の２つの境界領域７０も形成する。好ましくは、３枚のプライ５８の配向は同一ではない。図３に示す代表的な実施形態では、２枚の外側プライ６６の配向は０度であるが、中間プライ６８の配向は９０度である。
【００２３】
図４に、ヘリコプターガスタービンエンジンのＬＰＴ冷却式動翼１１０の一例を示す。この図では、タービン動翼１１０はセラミック基複合材料を含む。タービン動翼１１０は翼形部１１２を有しており、これに向かって高温排気ガスが流れる。タービン動翼１１０はダブテール部１１４によってタービンディスク（図示せず）に取り付けられるが、ダブテール部は翼形部１１２から下方に延在していて、タービンディスクに設けられた相補的形状のスロットと嵌合する。本発明のＬＰＴ動翼１１０は一体プラットフォームを備えていない。高温燃焼ガスへのダブテール１１４の暴露を最小限にするため、別個にプラットフォームを設ける。翼形部は前縁部１１６と後縁部１１８を有する。動翼１１０は、比較的小型の部品であり、図４に示すように、後縁部の厚さは約０．０１５〜０．０２１インチである。動翼１１０はさらに冷却孔１２０を備える。
【００２４】
一実施形態に係るＣＭＣ冷却式タービン動翼は好ましくは「プリプレグ」ＭＩ法を用いて製造したＳｉＣ／ＳｉＣ複合材料からなる。かかる「プリプレグ」プライは炭化ケイ素含有繊維を含んでいるが、繊維はトウとして束ねられ、すべての繊維が同じ方向を向くようにトウはすべて互いに隣接している。「炭化ケイ素含有繊維」という用語は炭化ケイ素を含む組成を有する繊維を意味し、好ましくは実質的に炭化ケイ素からなる。例えば、繊維は炭化ケイ素コアを炭素で被覆したものでもよいし、逆に、繊維は炭素コアを炭化ケイ素で被覆又は封入したものでもよい。これらの例は、「炭化ケイ素含有繊維」という用語を説明するために挙げたものにすぎず、この特定の組合せに限定されるものではない。炭化ケイ素を含んでいる限り、その他の繊維組成も想定される。
【００２５】
本発明のタービン動翼１１０を製造するため、所定の形状の成形用具の上に所定の数のＳｉＣプリプレグプライを所定の構成でレイアップして、タービン動翼の形状に成形するが、後縁部１８の硬化厚は約０．０１５〜０．０２１インチである。ガスタービンエンジンでの作動に耐える十分な構造的健全性を後縁がもつようにするため、十分な構造的支持を与えるようにプライ間に２以上の境界領域（つまり３枚のプライ）を有するのが好ましい。
【００２６】
後縁を構成する３枚のプライは好ましくは３枚のすべてのプライが同一方向に向かないように配向させる。後縁部１１８の小さな外形的特徴部を通らない残りのプライは、当技術分野で公知の如何なる適当な配向に配置してもよい。例えば、残りのプライはすべて、当技術分野で公知の通り残りのプライの配向が順次約０度、約９０度、約０度、約−９０度などの配向となるようにレイアップしてもよいし、或いは順次約−４５度、約０度、約４５度、約９０度の配向となるようにレイアップしてもよいし、その他の機械的に許容される配置にレイアップすればよい。
【００２７】
このプロセスの次の段階は、当技術分野で公知の圧縮成形、ブラダ成形又はオートクレーブ処理などによって上記タービン動翼形状を加熱してセラミックプリフォームを成形することである。次の段階は、物理的、化学的又は熱処理によって成形用具を除去することである。例えば、成形用具は、その材料の構成に応じて、内部からの機械加工、溶解、エッチング、又は気化によって除去することができる。次の段階は、上記プリフォームを少なくともケイ素（好ましくはホウ素をドープしたケイ素）で緻密化してＣＭＣタービン動翼を形成することである。溶浸の一実施形態では、プリフォームを溶融ケイ素と接触させて、溶融ケイ素を溶浸させる。溶浸法は、本願出願人に譲渡された米国特許第４７３７３２８号に開示されており、その開示内容は援用によって本明細書の内容の一部をなす。最終段階は、当技術分野で公知の手段（例えばＮｄ：ＹＡＧレーザ）を用いて冷却孔１２０を穿孔することである。このようなＮｄ：ＹＡＧレーザの使用法は、本願出願人に譲渡された米国特許第６６７００２６号に記載されており、その開示内容は援用によって本明細書の内容の一部をなす。
【００２８】
図５の代表的な後縁部１１８の断面図に示すように、後縁部１１８は３枚の硬化プリプレグプライ１４４からなる。各プライは複数のプリプレグトウ１４６を含んでおり、プリプレグトウ１４６は、窒化ホウ素、炭化ケイ素及びそれらの組合せからなる群から選択される皮膜１４８で被覆された複数の繊維１７２を含んでいるが、皮膜１４８は当技術分野で公知であり、各トウ１４６は約８００〜約１０００デニールであり、各プライトウ１４６の厚さは約０．００５〜０．００７インチである。プライ１４４、トウ１４６及び繊維１７２の間及び周囲に間隙セラミック材料１５０が存在しており、３枚の硬化プライ１４４の全体の厚さは約０．００１５〜０．０２１インチである。間隙セラミック材料１５０は、プライ間の２つの境界領域１５６も形成する。好ましくは、３枚のプライ１４４の配向は同一ではない。図５に示す代表的な実施形態では、２枚の外側プライ１５４の配向は０度であるが、中間プライ１５６の配向は９０度である。
【００２９】
２番目の方法は、動翼１１０におけるマトリックス材料の体積百分率が約６０〜７０％となるように比較的少量のセラミックマトリックス材料を使用することである。マトリックスの体積百分率の増加は、マトリックス中の炭素含有量の低減及び／又は粒子含有量の低減によりケイ素での完全な充填が確実に行えるようにすることよって達成し得る。このような比較的低い割合のマトリックス材料は、約０．０１５〜０．０２１インチの厚さを達成するのに約０．００５〜０．００８インチの厚さのプリプレグプライを使用できることを意味する。
【００３０】
図６の２番目の代表的な後縁部１１８の断面図に示すように、後縁部１１８は３枚の硬化プリプレグプライ１５８からなる。各プライは複数のプリプレグトウ１６０を含んでおり、トウ１６０は、窒化ホウ素、炭化ケイ素及びそれらの組合せからなる群から選択される皮膜１６２で被覆された複数の繊維１７４を含んでいるが、皮膜１６２は当技術分野で公知であり、各トウ１６０は約１４００〜約１８００デニールであり、各トウ１６０の厚さは約０．００６〜０．００７インチである。プライ１５８、トウ１６０及び繊維１７４の間及び周囲に間隙セラミック材料１６４が存在しており、３枚の硬化プライ１５８の全体の厚さは約０．００１８〜０．０２１インチである。間隙セラミック材料１６４は、プライ１５８間の２つの境界領域１７０も形成する。好ましくは、３枚のプライ１５８の配向は同一ではない。図６に示す代表的な実施形態では、２枚の外側プライ１６６の配向は０度であるが、中間プライ１６８の配向は９０度である。
【００３１】
冷却式及び非冷却式ヘリコプターガスタービンエンジンＬＰＴ動翼に関する本発明の代表的な実施形態を説明してきたが、本発明はこれらに限定されるものではない。本発明のプリプレグプライ及び方法は、タービン動翼や非冷却式タービンノズルや冷却式タービンノズルのようなセラミック基複合材料タービンエンジン部品を始め、小さな外形的特徴部を有するあらゆるガスタービンエンジン部品の製造に適用でき、まず所定の数のプリプレグＣＭＣプライを用いて所定の構成にレイアップして、厚さ約０．００５〜０．００８インチの硬化プライの使用が必要とされる小さな外形的特徴部を有する物品を製造する。
【００３２】
好ましい実施形態を参照して本発明を説明してきたが、本発明の技術的範囲内で様々な変更をなすことができ、構成要素を均等物で置換できることは当業者には明らかあろう。さらに、本発明の技術的範囲内で、特定の状況又は材料を本発明の教示内容に適合させるため多くの修正をなすことができる。したがって、本発明は、その最良の実施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、特許請求の範囲に属するあらゆる実施形態を包含する。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】ガスタービンエンジン用非冷却式ＣＭＣ系ＬＰＴ動翼の一例を示す図。
【図２】図１の非冷却式ＣＭＣ系ＬＰＴ動翼の矢視２−２断面図であり、本発明の一実施形態を示す。
【図３】図１の非冷却式ＣＭＣ系ＬＰＴ動翼の矢視２−２断面図であり、本発明の別の実施形態を示す。
【図４】ガスタービンエンジン用冷却式ＣＭＣ系ＬＰＴ動翼の一例を示す図。
【図５】図４の冷却式ＣＭＣ系ＬＰＴ動翼の矢視５−５断面図であり、本発明の一実施形態を示す。
【図６】図４の冷却式ＣＭＣ系ＬＰＴ動翼の矢視５−５断面図であり、本発明の別の実施形態を示す。
【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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