(57)【要約】【課題】付加製造プロセスを使用した、冷却孔を囲む非常に薄肉の壁の形成用の支持を提供する方法を提供する。【解決手段】付加製造プロセスを使用してタービン部品（１０）の第１の表面（１５６）に第１の支持構造体（１６２）を形成する工程と、第１の支持構造体（１６２）及びタービン部品（１０）を貫通する通路（１２２）を形成する工程とを含む、タービン部品（１０）に通路（１２２）を形成する方法。【選択図】図８
2017089630.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン部品（１０）に通路（１２２）を形成する方法であって、
付加製造プロセスを使用してタービン部品（１０）の第１の表面（１５６）に第１の支持構造体（１６２）を形成する工程と、
第１の支持構造体（１６２）及びタービン部品（１０）を貫通する通路を形成する工程と
を含む方法。
【請求項２】
第１の支持構造体（１６２）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
タービン部品（１０）の第２の表面に第２の支持構造体（１６４）を形成する工程をさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
第１の支持構造体（１６２）及び第２の支持構造体（１６４）の両方を貫通する通路（１２２）を形成する工程をさらに含む、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
第１の支持構造体（１６２）及び第２の支持構造体（１６４）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
タービン部品）に通路（３２２）を形成する方法であって、
付加製造プロセスを使用してタービン部品の第１の表面（３５６）に第１の支持構造体（３６２）を形成する工程と、
タービン部品の第１の支持構造体（３６２）近傍に通路（３２２）を形成する工程と
を含む方法。
【請求項７】
第１の支持構造体（３６２）から離隔した第２の支持構造体（１６４）の形成をさらに含む、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
第１の支持構造体（３６２）と第２の支持構造体（３６４）との間を通過するように通路（３２２）を形成する工程をさらに含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
第１の支持構造体（３６２）よりも第２の支持構造体（３６４）に近く配置されるように通路（３２２）を形成する工程をさらに含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
第１の支持構造体（３６２）及び第１の表面（３５６）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、請求項９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はタービン部品の冷却孔形成に関し、より具体的には付加製造プロセスを使用した、薄肉壁に囲まれた冷却孔の形成に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジンの翼形部は、非常に薄肉の壁を有する航空機部品を通して空気を排出する冷却孔を含むことが多い。このような航空機部品には、フィルム冷却孔、インピンジ孔、フロアオリフィス等の貫通孔を必要とする、壁部の片面又は両面、フランジ、又は他の部品を挙げることができる。このような部品の一例は、貫通して形成された冷却孔を有する翼形部の後縁である。
【０００３】
航空機部品を貫通する冷却孔を形成するための従来の方法には、鋳造及び機械加工が挙げられる。これらのいずれかの方法により製造された部品は、製造可能な壁の形状、例えば製造可能な壁の角部の最小角度及び最小限の厚さ、すなわち薄さ、に関して制限を有する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】国際公開第２０１４／１５０４９０号パンフレット
【発明の概要】
【０００５】
この必要性は、付加製造プロセスを使用した、冷却孔を囲む非常に薄肉の壁の形成用の支持を提供する方法によって対処される。
【０００６】
本発明の一態様に従って、タービン部品に通路を形成する方法を提供する。方法には、付加製造プロセスを使用してタービン部品の第１の表面に第１の支持構造体を形成する工程と、第１の支持構造体及びタービン部品を貫通する通路を形成する工程とを含む。
【０００７】
本発明の別の態様に従って、タービン部品に通路を形成する方法を提供する。方法には、付加製造プロセスを使用してタービン部品の第１の表面に第１の支持構造体を形成する工程と、タービン部品の第１の支持構造体近傍に通路を形成する工程とを含む。
【０００８】
本発明は、添付の図面と併せて以下の説明を参照することにより、最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】タービンブレードの壁が壁を冷却するための複数のフィルム冷却孔を含む、航空機エンジンに組み入れるタービンブレードの斜視図である。
【図２】付加製造によるフィルム冷却孔の製造方法に従って形成されたフィルム冷却孔を示す、図１に示すタービンブレードの線２−２による一部の断面図である。
【図３】図１のタービンブレードの製造プロセスの一工程中に形成された未加工の壁部の、図１の線２−２による一部の断面図である。
【図４】壁部へ適用されている接着剤を示す、図３の壁部の一部の断面図である。
【図５】壁部へ適用されている粉体を示す、図４の壁部の一部の断面図である。
【図６】融解されている粉体を示す、図５の壁部の一部の断面図である。
【図７】図６の壁部に付加された支持構造体を示す、図６の壁部の一部の断面図である。
【図８】貫通して形成された孔を示す、図４の壁部の断面図である。
【図９】第１及び第２の補強ブロックを除去した後の図８の壁部の断面図である。
【図１０】図１のタービンブレードの製造プロセスの一工程中に形成された未加工の後縁部の、図１の線１０−１０による一部の断面図である。
【図１１】図１０の壁部に付加された支持構造体を示す、図１０の後縁部の一部の断面図である。
【図１２】貫通して形成された孔を示す、図１１の後縁部の断面図である。
【図１３】図１２の後縁部の一部の断面図である。
【図１４】本明細書に記載の方法に従って製造された後縁を示す、図１２の後縁部の一部の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
以下、本発明を詳細に説明する。
【００１１】
図面を参照すると、同一参照符号が様々な図を通して同一の要素を示しており、図１は例示的タービンブレード１０を示す。タービンブレード１０は従来のダブテール１２を含むが、これは作動中に回転する際にブレード１０をディスクに半径方向に保持するために、ロータディスク（図示せず）のダブテールスロットの相補的なタングに係合するタングを含む、任意の適切な形状を有していてもよい。ブレードシャンク１４は、ダブテール１２から半径方向に上向きに延在し、シャンク１４から水平方向に外向きに突出してシャンク１４を取り囲むプラットフォーム１６で終端する。中空の翼形部１８は、プラットフォーム１６から高温ガス流内へ半径方向に外向きに延在する。翼形部１８は、プラットフォーム１６と翼形部１８との接合部に翼根１９、及び半径方向外側端に翼端２２を有する。翼形部１８は、前縁２８及び後縁３１で接合された凹状の正圧側壁２４及び凸状の負圧側壁２６を有する。
【００１２】
翼形部１８は、高温ガス流からエネルギーを取り出し、ロータディスクの回転を引き起こすために好適な任意の構成を取ることができる。翼形部１８は、複数の後縁冷却孔を備える。翼形部１８の翼端２２は、先端キャップ３４によって閉鎖されるが、これは翼形部１８と一体化されていても、個別に形成され翼形部１８へ取り付けられていてもよい。直立スキーラ先端３６は、翼端２２を通過する空気流の損失を最小限に抑えるために、先端キャップ３４から半径方向に外向きに延在し、組み立てられたエンジンにおいて固定シュラウド（図示せず）に近接して配置される。スキーラ先端３６は、正圧側先端壁３９に対して離隔した負圧側先端壁３８を備える。先端壁３８及び３９は翼形部１８に一体化し、それぞれ正圧側壁２４及び負圧側壁２６の延長部を形成する。正圧側先端壁３８及び負圧側先端壁３９の外側表面は、それぞれ正圧側壁２４及び負圧側壁２６の外側表面と連続面を形成する。複数のフィルム冷却孔１００は、翼形部１８の外壁を貫通する。フィルム冷却孔１００は翼形部１８の内部（図示せず）と連通するが、これには蛇行構成等の、内部壁によって画成された冷却通路の複雑な配置が含まれていてもよい。翼形部１８が従来「超合金」として知られる優れた耐高温クリープ性を有するニッケル系又はコバルト系合金等の材料から作製されてもよいことは理解されよう。
【００１３】
図２は、フィルム冷却孔１００の１つをさらに詳細に示す。フィルム冷却孔１００は、正圧側壁２４の内側表面５４から正圧側壁２４の外側表面５６へ延在する。フィルム冷却孔１００は、入口部１０４及び出口部１０８を含む。
【００１４】
フィルム冷却孔１００等のフィルム冷却孔の製造法を次に説明する。方法には、付加製造を用いて（図７に見られるように）１対の補強ブロック１６２及び１６４を付加する工程を含む。プロセスの後期段階の説明からよりよく理解されるように、補強ブロック１６２及び１６４の目的は、入口１０４及び出口１０８に正確な縁が形成され得るように、機械加工時の支持を提供することである。方法には、補強ブロック１６２及び１６４の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む。
【００１５】
図３に示すように、壁部１２０を提供することからプロセスを開始する。壁部１２０は、平面、凸面、凹面、及び／又は複雑な曲面等の任意の形状の、任意のタービン部品の壁部を概して代表する。例えば上述した負圧側壁２６の場合、対向する内側表面１５４及び外側表面１５６それぞれを含む。壁部１２０の提供工程は、壁部１２０の製造又は予め製造された壁部１２０の取得を含むが、これに限定されるものではないことを理解されたい。壁部１２０の製造方法には、鋳造、機械加工、及びそれらの組合せなど従来知られている方法を含むが、これに限定されるものではない。
【００１６】
壁部１２０を通る線Ａ−Ａは、内側表面１５４と外側表面１５６との間の孔１２２の所望の経路を概して示す。
【００１７】
支持構造体を形成する工程は、以下の説明により理解することができる。支持構造体を形成する工程は、壁部１２０の任意の表面に、必要に応じて繰り返すことができる。接着剤１２５は、外側表面１５６の線Ａ−Ａの終点近傍の所定の領域に適用される。図示した実施形態では、接着剤パッチ１２６は、外側表面１５６の線Ａ−Ａの終点と重なるように形成される。
【００１８】
本明細書で使用する場合、用語「接着する」は、層を十分な結合強度で表面に接着し、その後の粉体融着プロセス時に所定の位置に留まるようにさせる任意の方法を指す。「接着」は、従来の粉体床装置の場合のように粉体が単に自重によって所定の場所にあることを越えて、結合又は接合を有すること意味する。例えば、表面は接着剤製品によって被覆されてもよく、その際浸漬又はスプレー等の方法によって適用されてもよい。好適な低コストの接着剤の非限定例の１つは、３Ｍ  Ｃｏｍｐａｎｙ，Ｓｔ．  Ｐａｕｌ，ＭＮ  ５５１４４  ＵＳから市販されているＲｅｐｏｓｉｔｉｏｎａｂｌｅ  ７５  Ｓｐｒａｙ  Ａｄｈｅｓｉｖｅである。或いは、粉体は、部品表面への静電引力等の他の方法によって、又は（部品が鉄である場合は）粉体を磁化することによって、接着させることができる。本明細書で使用する場合、用語「層」は、付加した質量の増分を指し、層が平面である、又は特定の範囲を覆う、もしくは特定の厚さを有することを必要としない。
【００１９】
図５に示すように、粉体Ｐ、例えば金属、セラミック、及び／又は有機粉体の層は、外側表面１５６に配置された接着剤パッチ１２６上に堆積される。非限定例として、粉体層の厚さは約１０マイクロメートル（０．０００４インチ）であってもよい。
【００２０】
粉体Ｐは、外側表面１５６の上に粉体を落下又は噴霧することにより、又は粉体に壁部１２０を浸漬することにより適用することができる。粉体適用の後、必要に応じて、例えば均一な層を得るために、余剰粉体の除去に必要な刷毛がけ、掻き取り、吹き飛ばし、又は振盪を行ってもよい。粉体適用プロセスが従来の粉体床又は平らな作業面を必要とせず、部品が単純な作業台、クランプ、又は固定具等の任意の所望の手段で支持されてもよいことに留意されたい。粉体Ｐが外側表面１５６に直接適用されてもよく、接着剤１２５の適用及びパッチ１２６の形成が任意であることは理解されよう。
【００２１】
図６に見られるように、粉体Ｐが壁部１２０の外側表面１５６の少なくとも一部の上に堆積されると、指向性エネルギー源Ｂ（レーザー又は電子ビーム等）を使用して構築中の支持構造体の層を溶融する。指向性エネルギー源はビームを照射し、ビーム誘導装置を使用して露出した粉体表面の上に適切なパターンでビームを誘導する。露出した粉体の層は、溶融、流動、及び融合が可能となる温度までビームによって加熱され、接触している基材に融着又は接着する。このようにして、粉体Ｐを構成する金属粒子は、この時点で壁部１２０の一部として存在する。この工程は粉体の融着と呼ぶことができる。未融着粉体は、接着剤の適用、粉体の適用、粉体の融着という次のサイクルの前に、この段階で除去することができる。しかし、図示した実施形態では、各工程で除去されない未融着粉体はその場所に留まる。その際、未融着粉体は、次の層の粉体を支持する働きをすることができる。
【００２２】
粉体を堆積させ、その後指向性エネルギーで粉体を溶融するこのサイクルは、図７に示すように第１の補強ブロック１６２が完成されるまで繰り返される。図示した実施形態によれば、補強ブロックを形成する工程が繰り返され、内側表面１５４に配置された線Ａ−Ａの端部に重なるように、第２の補強ブロック１６４が内側表面１５４に形成される。第１の補強ブロック１６２及び第２の補強ブロック１６４は、概して矩形の断面を有するものとして示されているが、適切な補強及び支持を提供する実質的に任意の形状となし得ることは理解されよう。第１の補強ブロック１６２及び第２の補強ブロック１６４の両方が線Ａ−Ａのそれぞれの端部に重なるように形成された後、孔１２２は第１の補強ブロック１６２を貫通し、線Ａ−Ａに沿って壁部１２０に延在し、第２の補強ブロック１６４を貫通するように形成される。
【００２３】
図８に見られるように、孔１２２は、第１の端部１２４及び第２の端部１２６を有する。孔１２２は、第１の補強ブロック１６２及び第２の補強ブロック１６４を貫通し、壁部１２０に出入りする、概して直線の側面をさらに有する。これに関連して、補強ブロック１６２及び１６４は、孔１２２が壁部１２０を通過する際、孔１２２及び各壁表面１５４及び１５６によって非常に正確な角度を画成し得るように、壁部１２０を補強し、支持する働きをする。説明した方法の他の態様によれば、孔１２２は非直線的な経路をたどることができ、円形以外の断面形状を有することができることは理解されよう。
【００２４】
図８に示すように孔１２２が形成された後、第１の補強ブロック１６２及び第２の補強ブロック１６４は、従来の機械加工法を使用して除去することができる。次に図９を参照すると、第１の補強ブロック１６２及び第２の補強ブロック１６４が壁部１２０から除去された後にフィルム冷却孔２００が残る。フィルム冷却孔２００は、入口部２０４及び出口部２０８を含む。本明細書で説明した方法の特徴は、入口部２０４及び出口部２０８の縁が明瞭に画成されることである。さらに、本方法は、出口２０８近傍に示す角度θ等の鋭角の形成を可能にする。説明した方法に従って、補強ブロックは、ドリル加工又はレーザを用いる等の方法によって、角度θが２０°未満であるような孔の形成ができるように構成される。
【００２５】
或いは、内側表面１５４及び外側表面１５６に所望の仕上げ後、粉体及び接着剤粒子等の破片が除去されるように、仕上げ及び清掃工程を実施することができる。いくつかの実施形態によれば、第１の補強ブロック１６２及び／又は第２の補強ブロック１６４の形成の際に付加された新たな材料の一部を、完成部品の一部として残し得ることは理解されよう。
【００２６】
付加的に製造した補強ブロックを利用して航空機部品を製造する上述の方法の別の使用例を次に参照すると、図１０〜１４は、後縁４２６を通る冷却孔４００の形成の様々な段階を示す。後述するように形成した冷却孔４００は、先端部４２８において、従来の方法によって形成できるよりも薄い壁厚を有することができると考えられる。
【００２７】
図１０に示すように、プロセスは後縁部３２０を提供することから開始する。壁部３２０は、上述した後縁３１等の、任意の圧縮機又はタービン翼形部の後縁部を概して代表し、対向する正圧側表面３５４及び負圧側表面３５６と、先端部３２８とを含む。後縁部３２０の提供工程は、後縁部３２０の製造又は予め製造された後縁部３２０の取得を含むが、これに限定されるものではないことを理解されたい。後縁部３２０の製造方法には、鋳造、機械加工、及びそれらの組合せ等の従来知られている方法を含むが、これに限定されるものではない。
【００２８】
貫通孔の加工のために補強された先端部３２８のように、第１の補強ブロック３６２を先端部３２８近傍に形成する工程は、以下の説明によって理解することができる。第１の補強ブロック３６２を形成する工程は、必要に応じて任意の表面に繰り返すことができる。図示した実施形態によれば、第１の補強ブロック３６２は、先端部３２８近傍に配置され、同様に先端部３２８近傍に配置された第２の補強ブロック３６４に概して対向する。第１の補強ブロック３６２及び第２の補強ブロック３６４の形成は、上述した第１の補強ブロック１６２の形成についての説明から理解することができる。
【００２９】
第１の補強ブロック３６２及び第２の補強ブロック３６４の両方が形成された後、孔３２２は、第１の補強ブロック３６２と第２の補強ブロック３６４との間の先端部３２８から内側部３１９へ、後縁部３２０を貫通するように形成される。孔３２２は、図１２で見ることができる。図１１に見られるように、孔３２２は第１の端部３２４及び第２の端部３２６を有する。
【００３０】
図８に示すように孔３２２が形成された後、第１の補強ブロック３６２及び第２の補強ブロック３６４は、従来の機械加工法を使用して除去することができる。第１の補強ブロック３６２及び第２の補強ブロック３６４の除去は部分的に、又は完全に行うことができ、それには後縁３２０の隣接する表面の除去を含むことができることは理解されよう。
【００３１】
図１２に示すように、孔３２２は、第１の端部３２４が負圧側表面３５６よりも正圧側表面３５４に近くなるようにオフセットされている。この結果、厚さＴ１が第１の端部３２４近傍で孔３２２と負圧側表面３５６との間に画成される。第１の補強ブロック３６２は、図１３に示すように除去される。第２の補強ブロック３６４が先端部３２８を補強するために配置されているので、負圧側表面３５６から付加材料を除去することは可能である。このようにして、厚さＴ２が孔３２２と表面３５６との間に画成される。厚さＴ２は、厚さＴ１よりも薄い。厚さＴ２は、孔３２２及び正圧側表面３５４によって画成される厚さと実質的に同じであるように選択することができる。補強ブロック３６４は、その後除去される。
【００３２】
図１４に示すように、得られた冷却孔４００は、冷却孔４００が非常に薄肉の壁によって画成されている先端部４２８へ後縁４２６を貫通する。上述した方法により後縁の冷却孔で得た壁厚は、従来の製造方法で可能な壁厚よりも薄くすることができると考えられる。概して、上述した方法により得た壁の形状は、対称、非対称、多様な形状、又は従来の方法によって製造可能な厚さもしくは構成等、所望に応じて寸法設定され得ることは理解されよう。
【００３３】
説明したプロセスは、付加製造プロセスの一例に過ぎない。「付加製造」は、（従来の機械加工プロセスによる材料除去とは対照的な）積層造形又は付加形成を含むプロセスを説明するために本明細書で使用される用語である。そのようなプロセスは、「迅速製造プロセス」と呼ぶこともできる。付加製造プロセスは、直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）、レーザネットシェイプ製造（ＬＮＳＭ）、電子ビーム焼結、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、インクジェット及びレーザジェット等の３Ｄプリンティング、光造形法（ＳＬＡ）、電子ビーム溶融（ＥＢＭ）、レーザ加工ネットシェイピング（ＬＥＮＳ）、及び直接金属堆積（ＤＭＤ）を含むが、これに限定されるものではない。
【００３４】
本明細書で説明されたプロセスは、従来技術に勝るいくつかの利点を有する。付加製造プロセスは、製造可能な冷却孔及びフィルム冷却孔の薄肉壁及び鋭角の形状、全体構成及び精度に関してはるかに柔軟である。さらに、付加製造プロセスは、フィルム冷却孔形成時の低発熱化により結晶構造並びに出口ブロックの形状及び構成の変形をより少なくすることができると考えられる。
【００３５】
上述した方法は、明確に画成された縁、鋭角、薄肉壁、及びそれらの組合せの少なくとも１つを伴う冷却孔形成の手段を提供する。これらの機能は、複雑な冷却部品の作製におけるフレキシビリティ及びコスト削減の両方を可能にすると考えられる。ひいては、タービン部品の冷却効率を高め、エンジンの燃料消費率（「ＳＦＣ」）を低下させる可能性も有している。
【００３６】
航空機部品の正確に画成された冷却孔を付加製造するための装置及び方法を上記で説明した。本明細書（添付した特許請求の範囲、要約、及び図面を含む）で開示した特徴のすべて、及び／又は開示した任意の方法もしくは処理のステップのすべては、そのような特徴及び／又はステップの少なくともいくつかが相互に排他的である組合せを除いて、任意の組合せで組合せることができる。
【００３７】
本明細書（添付した特許請求の範囲、要約、及び図面を含む）に開示した各特徴は、特に明記しない限り、同一、等価、又は類似の目的を提供する代替的特徴に置き換えることができる。したがって、特に明記しない限り、開示した各特徴は、等価又は類似の特徴の一般的な系列の内の１例にすぎない。
【００３８】
本発明は、上述した実施形態の詳細に限定されるものではない。本発明は、本明細書（添付の潜在的新規性の要点、要約、及び図面を含む）で開示された特徴のうち任意の新規な特徴、もしくはそれら特徴の任意の新規な組合せ、又は開示された任意の方法もしくはプロセスの工程のうち任意の新規な工程、もしくはそれら工程の任意の新規な組合せに及ぶ。
［実施態様１］
付加製造プロセスを使用してタービン部品（１０）の第１の表面（１５６）に第１の支持構造体（１６２）を形成する工程と、
第１の支持構造体（１６２）及びタービン部品（１０）を貫通する通路を形成する工程とを含む、タービン部品（１０）に通路（１２２）を形成する方法。
［実施態様２］
タービン部品（１０）の第１の表面（１５６）に粉体を堆積する工程と、
第１の支持構造体（１６２）の層に対応するパターンで粉体を融着する工程とをさらに含む、実施態様１に記載の方法。
［実施態様３］
積層造形方式で第１の支持構造体（１６２）を構築するために、堆積及び融着という工程を周期的に繰り返すことをさらに含む、実施態様２に記載の方法。
［実施態様４］
第１の支持構造体（１６２）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、実施態様２に記載の方法。
［実施態様５］
タービン部品（１０）の第１の表面（１５６）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、実施態様４に記載の方法。
［実施態様６］
タービン部品（１０）の第２の表面に第２の支持構造体（１６４）を形成する工程をさらに含む、実施態様１に記載の方法。
［実施態様７］
第１の支持構造体（１６２）及び第２の支持構造体（１６４）の両方を貫通する通路（１２２）を形成する工程をさらに含む、実施態様１に記載の方法。
［実施態様８］
第１の支持構造体（１６２）及び第２の支持構造体（１６４）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、実施態様７に記載の方法。
［実施態様９］
部品が金属合金を含む、実施態様１に記載の方法。
［実施態様１０］
粉体が金属合金を含む、実施態様１に記載の方法。
［実施態様１１］
付加製造プロセスを使用してタービン部品の第１の表面（３５６）に第１の支持構造体（３６２）を形成する工程と、
タービン部品の第１の支持構造体（３６２）近傍に通路（３２２）を形成する工程とを含む、タービン部品）に通路（３２２）を形成する方法。
［実施態様１２］
タービン部品の第１の表面（３５６）に粉体を堆積する工程と、
第１の支持構造体（３６２）の層に対応するパターンで粉体を融着する工程とをさらに含む、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様１３］
積層造形方式で第１の支持構造体（３６２）を構築するために、堆積及び融着という工程を周期的に繰り返すことをさらに含む、実施態様１２に記載の方法。
［実施態様１４］
第１の支持構造体（３６２）から離隔した第２の支持構造体（１６４）の形成をさらに含む、実施態様１３に記載の方法。
［実施態様１５］
第１の支持構造体（３６２）と第２の支持構造体（３６４）との間を通過するように通路（３２２）を形成する工程をさらに含む、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１６］
第１の支持構造体（３６２）よりも第２の支持構造体（３６４）に近く配置されるように通路（３２２）を形成する工程をさらに含む、実施態様１５に記載の方法。
［実施態様１７］
第１の支持構造体（３６２）及び第１の表面（３５６）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
第２の支持構造体（３６４）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、実施態様１７に記載の方法。
［実施態様１９］
第２の支持構造体（３６４）の少なくとも一部を除去する工程をさらに含む、実施態様１６に記載の方法。
【符号の説明】
【００３９】
１０  タービンブレード
１２  ダブテール
１４  ブレードシャンク
１６  プラットフォーム
１８  翼形部
１９  翼根
２２  翼端
２４  凹状の正圧側壁
２６  凸状の負圧側壁
２８  前縁
３１  後縁
３４  先端キャップ
３６  スキーラ先端
３８  負圧側先端壁
３９  正圧側先端壁
５４  内側表面
５６  外側表面
１００  フィルム冷却孔
１０４  入口部
１０８  出口部
１２０  壁部
１２２  孔
１２６  第２の端部
１３１  表面
１３２  凹部
１３４  プラグ
１５２  材料
１５４  内側表面
１５６  外側表面
１６０  出口ブロック
１６２  補強ブロック
１６４  補強ブロック
２００  フィルム冷却孔
２０４  入口部
２０８  出口部
２１２  遷移部
３００  フィルム冷却孔
３６０  出口ブロック
３６４  チューブ
４００  フィルム冷却孔
４６０  出口ブロック
【図１】
2017089630.tif 000003
【図２】
2017089630.tif 000004
【図３】
2017089630.tif 000005
【図４】
2017089630.tif 000006
【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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【外国語明細書】
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