(57)【要約】      （修正有）【課題】プラットフォームと翼の残りの部分の間に隙間の無い複合材製のガスタービン翼の提供。【解決手段】複合材料の積層体４０のエアフォイル１２及びベース並びにプラットフォーム３８を含む。プラットフォームは、プラットフォームシェルフ４２と一体化し、ベース表面２６，２８と融合化した支持体４４，４６からなる。翼配列部材は、部分硬化のエアフォイル−ベースのプリフォーム３６、貫通しているエアフォイル形状の開口部およびプラットフォーム支持体４４，４６のプリフォームを含むプラットフォームのプリフォーム３８により製造される。エアフォイル−ベースのプリフォーム３６は、開口部から挿入され、協働するプラットフォームのプリフォーム３８の表面と接近される。プリフォーム３６，３８は、部分硬化するために加熱される。構造物を強固に完全硬化する条件下で、プリフォーム３６，３８の材料と相溶性のあるバインダーで融合される。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
第一端部（１４）を含むエアフォイル（１２）、第二端部（２２）を含むベース（２０）、ならびに第一端部（１４）と第二端部（２２）の間にあるプラットフォーム（２４）からなる複合材翼配列部材（１０）であって、
前記エアフォイル（１２）とベース（２０）とは一体に延長し、繊維複合材料の複数の積層体（４０）を含み、前記ベース（２０）は空間的に離れた複数のベース端部表面（２６，２８）を含み、各ベース端部表面はその間にあるベース本体（３０）と成形されて一体化し、
エアフォイル（１２）中の繊維複合材料の複数の前記積層体（４０）は選択された第１の主要配向にあり、
前記プラットフォーム（２４）は、前記エアフォイル（１２）及びベース（２０）を囲い且つエアフォイル（１２）及びベース（２０）と所定角度をなすプラットフォームシェルフ（４２）を含み、該プラットフォームシェルフ（４２）からは前記エアフォイル（１２）が突出し、
前記プラットフォーム（２４）は、
前記翼配列部材（１０）と融合化している繊維複合材料の複数の積層体（４０）を含み、
前記プラットフォームシェルフ（４２）と一体化し、このプラットフォームシェルフ（４２）と前記第一端部（１４）から前記第二端部（２２）に向かって所定角度をなして突き出ている複数の空間的に離れた支持体（４４，４６）を含み、各プラットフォーム支持体（４４，４６）はそれらと協働する各ベース端部表面（２６，２８）と融合化している、翼配列部材（１０）。
【請求項２】
プラットフォーム（２４）中の繊維材料の複数の積層体（４０）が、前記選択された第１の配向と異なる選択された第２の配向にある、請求項１に記載の翼配列部材（１０）。
【請求項３】
各プラットフォーム支持体（４４，４６）が協働する各ベース端部表面（２６，２８）と強固に成形化されている、請求項１に記載の翼配列部材（１０）。
【請求項４】
エアフォイル（１２）およびベース（２０）のそれぞれとプラットフォーム（２４）が低延性複合材料である、請求項１に記載の翼配列部材（１０）。
【請求項５】
各低延性材料がセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）である、請求項４に記載の翼配列部材（１０）。
【請求項６】
ＣＭＣがＳｉＣ−ＳｉＣ複合材である、請求項５に記載の翼配列部材（１０）。
【請求項７】
翼配列部材（１０）がガスタービンエンジンの動翼であり、
第一端部（１２）が翼先端部であり、
第二端部（２０）が、間にあるベース本体（３０）と一体化した一対の空間的に離れたベース端部表面（２６，２８）を含む翼ベースであり、
各プラットフォーム支持体（４４，４６）が、協働する各ベース端部表面（２６，２８）と強固に成形化され、
翼配列部材（１０）が低延性複合材料からなる、請求項２に記載の複合材翼配列部材（１０）。
【請求項８】
請求項１に記載の複合材翼配列部材（１０）の製造方法であって、
一体に延びるエアフォイル（１２）およびベース（２０）からなり、繊維複合材料の複数の積層体（４０）が部分硬化状態にあるエアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）を提供するステップ、
部分硬化繊維材料の複数の積層体（４０）からなり、貫通する開口部の壁（４５）によって規定されるエアフォイル形状の開口部（４３）をもつプラットフォームシェルフのプリフォーム（４２）と、空間的に離れたプラットフォーム支持体の複数のプリフォーム（４４，４６）を含む、プラットフォームのプリフォーム（３８）を提供するステップ、
エアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）を、前記開口部の壁（４５）が、エアフォイル界面においてエアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）の近くにあり、前記プラットフォーム支持体のプリフォーム（４４，４６）が、各支持体界面においてエアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）のベース端部表面（２６，２８）の近くにあるように、プラットフォームのプリフォーム（３８）の中にあるエアフォイル形状の開口部（４３）に挿入することによって、第三プリフォーム（３６，３８）を提供するステップ、
エアフォイル界面および各支持体界面（４６，４８）で、エアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）とプラットフォームのプリフォーム（３８）とを結合して翼配列部材のプリフォームにするために十分であり、前記第三プリフォーム（３６，３８）が少なくとも部分硬化するが完全硬化しないのに足る温度と時間で、前記第三プリフォーム（３６，３８）を加熱するステップ、および
前記翼配列部材のプリフォームに、翼配列部材のプリフォームが実質的に完全硬化するのに十分な温度と時間で、プラットフォームのプリフォーム（３８）およびエアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）の材料と相溶性のある溶融バインダーを注入するステップを含む、方法。
【請求項９】
エアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）の中の繊維複合材料の複数の積層体（４０）が選択された第１の主要配向にあり、
プラットフォームのプリフォーム（３８）のプラットフォームシェルフのプリフォーム（４２）の中の繊維複合材料の複数の積層体（４０）が、前記選択された第１の主要配向と異なる選択された第２の主要配向にある、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
エアフォイル−ベースのプリフォーム（３６）とプラットフォームのプリフォーム（３８）の繊維複合材料がそれぞれ低延性材料である、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
低延性材料がセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）である、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
ＣＭＣがＳｉＣ−ＳｉＣ複合材であり、
溶融バインダーがＳｉである、請求項１１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエンジンの翼配列部材、たとえば翼の羽根板や支柱に関する。より詳細には、ガスタービンエンジンの複合材翼、特にセラミックマトリックス複合材などの低延性材料からなるものに関する。
【背景技術】
【０００２】
現在の軸流タービンエンジンには、たとえば、一般に軸方向後方にファン部分から圧縮部分を通り、タービン部分を通る、多様な型の翼配列部材が含まれる。このようなタービンエンジン翼配列部材の機能は、タービンエンジン技術においてよく知られ広く説明されている。本発明の形式に関して特に興味が持たれるのは、ガスタービンエンジンのタービン部分にある翼であるが、これらの構成要素が受ける過酷で高温の運転条件のためである。
【０００３】
典型的な軸流ガスタービンエンジンのタービン翼には、半径方向外側端部にある先端部を有するエアフォイル、半径方向内側の端部を有するベース、ならびにエアフォイル先端部とベースの半径方向内側端部の間にあるプラットフォームが含まれる。タービンエンジン翼の例が、Ｒｏｅｄｌらの特許文献１、Ｂｒａｉｎｃｈらの特許文献２などに記述されている。
【０００４】
タービン領域の翼、羽根板、支柱、シュラウド等の最近の進歩で、空冷している合金よりも高温での運転が可能なために、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）と通常呼ばれる比較的低延性のセラミック基材を使用することが提案されている。しかし、こうした材料は、翼配列部材などの製品を設計し、製造および応用する最中に考慮に入れておかねばならない機械的特性をもっているべきである。たとえば、ＣＭＣ型の材料は、金属材料と比べて比較的低い伸び延性あるいは低い歪破壊を有する。一般的に市場で入手できるＣＭＣ材料としては、たとえばその形状がＢＮなどの適合材料で被覆されているＳｉＣなどのセラミック型繊維が挙げられる。この繊維は、セラミック型マトリックス中にあって、その形はＳｉＣである。通常、ＣＭＣ型の材料は、室温で約１％に過ぎない引張り延性をもっていて、本明細書では引張り低延性材料を定義し、意味するために使われている。一般的にＣＭＣ型の材料は、約０．４〜０．７％の範囲の室温引張り延性をもつ。これらは、少なくとも約５％、たとえば、大体は５〜１５％の範囲にある室温引張り延性をもつ典型的な高温用合金と比較される。したがって、ＣＭＣのエアフォイルとベースを含むタービン翼の例では、ＣＭＣ型の低延性材料を使用する製造上の制限から、通常は翼の明らかな別部分として、金属製プラットフォームが含まれる。このような構造では、別々であるプラットフォームと翼残部との間の隙間を塞ぐことが困難であることが分かり、エアフォイル周囲のエンジン流路から隙間を通ってベースに向かう制御不能な量の漏れは許容されてきた。こうした制御不能な漏れは、エンジン効率に逆作用を及ぼしうる。
【特許文献１】米国特許第５，８１３，１８８号公報
【特許文献２】米国特許第６，１０６，２３１号公報
【特許文献３】米国特許第４，０２２，５４７号公報
【特許文献４】米国特許第５，３７５，９７８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
プラットフォームと翼の残り部分との間の隙間を排除して、ＣＭＣのエアフォイル、プラットフォームおよびベースを備えた、一体化部品としてのＣＭＣ翼を提供することには有利性があるであろう。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、第一端部すなわちエアフォイル先端部を含むエアフォイル、第二端部を含むベース、第一端部と第二端部の間にあるプラットフォームを含む複合材翼配列部材に関する。エアフォイルとベースは一体に延長し、繊維複合材料の複数の積層体からなる。ベースには、その間にあるベース本体と一体化し、少なくとも一対の空間的に離れたベースの第一端部表面および第二端部表面が含まれる。プラットフォームには、エアフォイルおよびベースを取り囲み、それと或る角度をもち、エアフォイルがそこから突き出ているプラットフォームシェルフが含まれる。
【０００７】
本発明の一形式は、翼配列部材と融合化した繊維複合材料の複数の積層体を含むプラットフォームを備えた翼配列部材である。このプラットフォームには、プラットフォームシェルフと一体化し、プラットフォームシェルフから、および第一端部すなわちエアフォイル先端部から、第二端部に向かって角度をもって突き出ていて空間的に離れた複数のプラットフォーム支持体が含まれる。この支持体は、ベースの第一端部表面および第二端部表面と融合化している。
【０００８】
本発明の別の形式は、このような翼配列部材を製造するための方法である。この方法には、部分硬化状態で一体で延長するエアフォイルとベースからなるエアフォイル−ベースのプリフォームを提供するステップが含まれる。貫通する開口部の壁で規定されるエアフォイル形状の開口部をもつプラットフォームシェルフのプリフォームを含む繊維材料の複数の積層体と、空間的に離れた複数のプラットフォームの第一支持体プリフォームおよび第二支持体プリフォームを含むプラットフォームのプリフォームも提供される。第三のプリフォームは、エアフォイル−ベースのプリフォームを、プラットフォームのプリフォームの中にあるエアフォイル形状の開口部に挿入することによって提供され、開口部の壁はエアフォイル−ベースのプリフォームの近くにあり、プラットフォーム支持体のプリフォームは、プラットフォームのベース端部表面の近くにある。第三プリフォームを少なくとも部分硬化させるが完全硬化させずに足る温度と時間をかけて、ならびにエアフォイルとベースのプリフォームとプラットフォームのプリフォームとを、エアフォイル形状の開口部の壁のところ、ならびにプラットフォームのベース端部表面とプラットフォーム支持体のプリフォームのところで少なくとも部分的に結合させるのに十分な温度と時間をかけて、第三プリフォームを加熱することで翼配列部材のプリフォームが提供される。次いで翼配列部材のプリフォームに溶融バインダーを注入して冷却する。
【０００９】
本発明を、ガスタービンエンジン技術でよく知られ広く説明されている一般型軸流ガスタービンエンジンとの関連で記述する。このようなエンジンには、一般的に前方から後方に向けて連続し相互作用しながら流れる、一つまたは複数の圧縮機、燃焼域、およびエンジン軸の縦方向の軸対称に配置されている一つまたは複数のタービン域が含まれる。このようなエンジンには、通常、圧縮機前方にある送風域も含めることができる。したがって、本明細書で使用するように、「軸方向前方」および「軸方向後方」などのように「軸方向に」の語句を使う表現は、エンジン軸に対する相対位置を示すものであり、「円周方向に」の語句を使う表現は、一般的にエンジン軸周りの円周方向の配置を言い表し、「半径方向内側に」や「半径方向外側に」など、「半径方向」の語句を使う表現は、典型的軸流タービンエンジンのエンジン軸からの半径方向の相対配置を言い表す。
【００１０】
典型的ガスタービンエンジンのタービン翼の一つの形が、図１の１０に透視図として概略示されている。翼１０には、半径方向外側の第一端部すなわち翼先端部１４、前縁部１６および後縁部１８を含むエアフォイル１２が含まれる。翼１０には、２０において翼１０の半径方向内側の第二端部２２で概略示され、エアフォイル１２に結合しているベースが含まれ、ならびに２４で概略示され、エアフォイル１２とベース２０を囲み、それに対して角度をもって突き出ているプラットフォームが含まれる。ベース２０には、一対の空間的に離れたベース第一端部表面および第二端部表面２６および２８が含まれ、一対のベース第一端部表面および第二端部表面は、その間のベース本体３０と成形されて一体化している。
【００１１】
軸流ガスタービンエンジンの一つの形では、円周方向に回転する典型的ディスクの鳩尾型またはベース２０などの縁（図示せず）のところに、軸流ガスタービン技術でよく知られ広く説明されている方法で、翼１０が取り付けられる。エアフォイル１２は、エンジンの流体の流れの中に置かれて、流体にエネルギーを与えまたは取り出すために使われる。プラットフォーム２４は、流体体積の制御を補助するために、通常エンジンの軸性流路の内壁を形作る。
【００１２】
エンジン運転中は、プラットフォームの半径方向外側表面３２と、プラットフォームの半径方向内側表面３４との間に、流体圧の顕著な差がある。ガスタービンエンジンのタービン域では、プラットフォーム表面３２に隣接する流路流体は、プラットフォーム表面３４に隣接し、かつ回転ディスクの縁周辺の冷却空気などの流体より、著しく高い温度と圧力にある。エンジンの設計効率を維持し、回転ディスクの過剰発熱と損傷を回避するためには、プラットフォーム表面３２からプラットフォーム表面３４に、すなわちエンジン流路から翼１０を支える回転ディスクの方に、流路流体が制御できずに漏れ出すのを防止することが重要である。
【００１３】
ある最新のガスタービンエンジンの翼は、運転中に高温と高応力状態を受けるように設計されている。したがって、たとえばＳｉＣマトリックス中にＳｉＣ繊維のある積層体は、しばしばＳｉＣ−ＳｉＣのＣＭＣ材料といわれるが、繊維ＣＭＣ材料でできたエアフォイルとベースの一体化部品が、翼１０などのタービン翼に含まれる。このようなエアフォイル−ベース部材の積層体は、エンジンの運転中にエアフォイルで受ける圧力に応じてエアフォイルの機械特性を高めるために、複合化技術でよく知られ広く利用されている手法で、選択された第１の主要配向に並べられている。
【発明の効果】
【００１４】
本発明以前は、こうした選択された第１の主要配向の手法では、プラットフォーム２４を、エアフォイル１２とベース２０を組み合わせたものと一体化し、エアフォイル１２、プラットフォーム２４、およびベース２０の一体化部分からなる単一の一体化翼１０とすることが妨げられていた。従って、このような翼を製造する際には、ＳｉＣ−ＳｉＣのＣＭＣ材料のエアフォイル−ベース部材と共に使う、別個の金属製プラットフォームが準備された。しかし、図１の１６および１８など、前縁部および後縁部の近くでは特に、複雑なエアフォイル形状に関連する公差およびその他の変動のため、金属製プラットフォームとエアフォイル−ベース部材との界面すなわち隙間を塞ぐことが困難であることが分かった。こうした界面での不都合な漏れに加えて金属製プラットフォームの使用は、結果として翼およびプラットフォームを支えるディスクの著しい重量増加と複雑化を招いた。金属製プラットフォームはＣＭＣ材料の約３倍の密度があるので、追加重量および支持構造を取り込んで維持するためには、より複合化を進めより多くの設計空間を要する別段の構造体が、ディスク上に保持するためには必要となる。本発明の形式によって、プラットフォームと翼の残り部分との間の界面密閉化問題は、一体に延びる融合化した複合材翼配列部材を提供することで回避できる。こうして、本発明では、金属製プラットフォームをもつエアフォイル−ベース複合材部材と含む、上述した一般型ハイブリッド複合材翼に関する問題点が取り除かれる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
本発明の複合材翼配列部材１０には、図２の斜視図の中で全般的に３６で示すエアフォイル−ベース部材が含まれる。ＳｉＣ−ＳｉＣのＣＭＣ材料などのような複合材料の積層体を含む部材３６には、詳細に上述したように、エアフォイル１２およびベース２０が第１の選択された主要配向で含まれる。
【００１６】
本発明の複合材翼配列部材１０の中で部材３６と融合化しているのが、図３の断片斜視図で全般的に３８で示すプラットフォームである。図２の部材３６の一部を、図３の３６に透視的に示す。図２の部材３６の一部を、プラットフォーム３８の細部をより明確に強調するため、図３の３６に透視的に示す。プラットフォーム３８には、図２中のエアフォイル１２とベース２０からなる部材３６を取り囲み、それと或る角度をもつプラットフォームシェルフ４２が含まれ、エアフォイル２０はプラットフォーム３８から半径方向外側に突き出ていることが示されている。プラットフォーム３８には、プラットフォームシェルフ４２と一体化し、プラットフォームシェルフ４２と翼先端部すなわち第一端部１４（図１）から、角度をもってベースに向かって第二端部２２の方に突き出ている複数の、たとえば一対の空間的に離れたプラットフォームの第一支持体および第二支持体４４および４６が含まれる。プラットフォーム３８にはまた、貫通している開口部４３を通って配置される部材３６の表面との界面を形成する、開口部の壁４５で規定されるエアフォイル形状の開口部４３が含まれる。図３の実施形態で、プラットフォーム第一支持体４４は、ベース第一端部表面２６の形材に強固に成形され、プラットフォーム第二支持体４６は、ベース第二端部表面２８の形材に強固に成形される。プラットフォーム３８は、複合材の複数の積層体で、この実施形態ではＳｉＣ−ＳｉＣのＣＭＣ材料で製造される。エンジン運転中、プラットフォームシェルフ４２の上にかかる圧力は、エアフォイル１２の上の圧力と異なる。従って、シェルフ４２内部の複合材の層は、エンジン運転中のプラットフォームの受ける圧力に対してプラットフォーム３８の機械特性を高めるために、部材３６内の積層体の第１の選択された主要配向と異なる、選択された第２主要配向に置かれる。
【００１７】
図２の部材３６と、図３のプラットフォーム３８を含むタービン翼１０においては、プラットフォームの第一支持体および第二支持体４４および４６は、それぞれベースの第一端部表面および第二端部表面２６および２８と融合化する。本明細書で使用されているように、「融合化」の語句には、近接界面で部材が製造される複合材料の積層体の内部に塗布され積層体と相溶性のある材料のバインダーによって、たとえば、本実施形態ではＳｉなどによって、協働部材を結合させる意味がある。
【００１８】
図４は、翼１０が半径方向に通っている、横から見た図３の拡大した部分断面図である。プラットフォームシェルフ４２ならびにプラットフォーム支持体４４および４６の複数の積層体４０の配列が示されているが、このプラットフォーム支持体はベース端部表面２８および２６とそれぞれ融合化される。
【００１９】
一実施例では、本発明の複合材翼１０を、プラットフォーム支持体とベース端部表面とを融合化させて製造したが、図３および図４に示すように組み立てて、部材３６および３８は部分硬化状態であった。当該技術では時に、このような状態は「グリーン状態」にあると言われる。
【００２０】
この実施例における本発明の方法の形式によって、繊維ＳｉＣ−ＳｉＣのＣＭＣ材料の複数の積層体４０からなるプラットフォームのプリフォーム３８が提供された。このプラットフォームのプリフォームには、プラットフォームシェルフのプリフォーム３８および一対の空間的に離れたプラットフォームの第一支持体および第二支持体のプリフォーム４４および４６が含まれていたが、全般的にすべては図３に示し記述したものと関連していた。本実施例でのこのようなプリフォームの提供は、図５の概略的な断片透視図４８に全般が示されているタイプの分割型細工用固定具を使用して行なった。固定具４８には、互いに面して対峙する壁５４があり、空間的に分離して取り外し可能な一対の突起物５２で一部規定されている空洞５０が含まれていた。空洞５０には、そこを貫通するエアフォイル形状の開口部５６が含まれていた。
【００２１】
プラットフォームシェルフ４２に関するプラットフォームシェルフのプリフォームを含む、プラットフォームのプリフォーム３８の提供は、繊維材料の、本実施例ではＳｉＣ−ＳｉＣのＣＭＣ材料の部分硬化積層体を空洞５０の中に配置することで行った。図５の開口部５６周辺とその外側に積層体を広げ、開口部の壁４５で規定されるエアフォイル形状をしたプラットフォームシェルフの開口部４３を形成するように積層体を配置した。この積層体は、所望の機械特性をもつプラットフォームシェルフ４２を提供するために選択された、上述の第２の主要配向に配置した。また、プラットフォーム支持体４４および４６に関する空間的に離れたプラットフォーム支持体のプリフォームを提供するために、壁５４に沿って外側に広げるように積層体を積み上げた。
【００２２】
一体化して共延長するエアフォイル−ベースのプリフォームは、図２に示す部材３６と関連させて形成されるので、本発明の翼１０の製造においては、プラットフォームのプリフォームと協働するように準備された。部材３６に関連するエアフォイル−ベースのプリフォームは、所望する機械特性をもつエアフォイル−ベース部材３６を提供するために、選択された第１の主要配向で配置された繊維ＳｉＣ−ＳｉＣのＣＭＣ材料の部分硬化複数積層体で製造された。この方法の実施においては、プラットフォームのプリフォーム３８のエアフォイル形状の開口部４３を貫いてぶら下がるように、エアフォイル−ベースのプリフォーム３６のエアフォイル１２を半径方向内向きに挿入して、プラットフォームのプリフォーム中のエアフォイル形状のプラットフォームシェルフの開口部の壁４５は、エアフォイルとの界面においてエアフォイル−ベースのプリフォーム３６の表面と接近していた。プラットフォーム支持体のプリフォーム４４および４６は、関連の支持体界面においてエアフォイル−ベースのプリフォーム３６の各ベース端部表面２６および２８に接近していた。こうした組み立てにより、本方法の中で使用される第三のプリフォームが規定され提供された。
【００２３】
このように組み立てられた第三プリフォームは、固定具４８中である温度と時間をかけて、たとえば関連技術でよく知られ広く行なわれている範囲内で、少なくとも部分硬化には十分であるが完全硬化および結合すなわち融合化するのには足りない程度に加熱して、完全硬化していない状態の翼配列部材のプリフォームとした。エアフォイル−ベースのプリフォームおよびプラットフォームのプリフォームは、界面でエアフォイル形状の開口部の壁部分と結合し、関連する支持体界面と結合した。この翼配列部材のプリフォームを固定具から取り外し、翼配列部材のプリフォームのＣＭＣ材料と相溶性の良い溶融バインダーを、本実施例では溶融Ｓｉを、翼配列部材のプリフォームを強固に完全硬化するのに十分な温度と時間をかけて、溶融融合化または溶融注入した。このプリフォームは次いで表面処理され、最終の翼１０がもたらされた。
【００２４】
本発明を、個別の実施形態、材料および構造体の組み合わせに関連させて記述してきた。しかし、それらは本発明の範囲に関して、いかなる方法によっても制限するものではないと理解すべきである。包含された様々な技術、たとえばタービンエンジン、金属材料、非金属材料、および複合材料、ならびにそれらの組み合わせ等の技術の当業者は、本発明に付随する特許請求の範囲から逸脱することなく、変更や修正が可能であることを理解するであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】タービンエンジンのタービン翼の形態である、本発明の実施形態による翼配列部材の斜視図である。
【図２】一体化して共延長する翼のエアフォイルおよび翼のベースを含む、図１のタービン翼の一部分の斜視図である。
【図３】本発明によるプラットフォームを含む、図１のタービン翼の一部分の斜視部分図である。
【図４】図３のタービン翼がベースおよびプラットフォームを半径方向に貫通している拡大断面図である。
【図５】本発明の方法の形式で使用できる治具固定具の部分斜視図である。
【符号の説明】
【００２６】
１０  翼
１２  エアフォイル
１４  第一端部すなわち翼先端部
１６  前縁部
１８  後縁部
２０  ベース
２２  第二端部
２４  プラットフォーム
２６  第一端部表面
２８  第二端部表面
３０  ベース本体
３２  プラットフォームの半径方向外側表面
３４  プラットフォームの半径方向内側表面
３６  エアフォイル−ベース部材
３８  プラットフォーム
４０  層
４２  プラットフォームシェルフ
４３  エアフォイル形状開口部
４４  第一支持体
４５  開口部壁
４６  第二支持体
４８  固定具
５０  空洞部
５２  突出部
５４  壁
５６  エアフォイル形状開口部
【図１】
2007205350.tif 000003
【図２】
2007205350.tif 000004
【図３】
2007205350.tif 000005
【図４】
2007205350.tif 000006
【図５】
2007205350.tif 000007
【外国語明細書】
2007205350000001.pdf