(57)【要約】【課題】長い時間の期間にわたって大きい応力の機械的条件に耐えるように設計されたCMC本体を提供すること。【解決手段】コア１２とシェル１４とを備えるエアフォイル１０と、そのようなエアフォイルを製造する方法とが提供され得る。コアは、エアフォイルの翼幅に沿って延びるコアセラミック繊維１６を備えている。シェルはコアを包囲し、シェルセラミック繊維を含む。コアセラミック繊維１６の実質的にすべてがラジアル方向に配置される。エアフォイルは、コア及びシェルをマトリックス材料で浸透することによって形成されたセラミックマトリックス複合材料であってもよい。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
単一セラミックマトリックス複合材料(CMC)本体を備えるエアフォイルであって、前記単一CMC本体が、
複数のコアセラミック繊維を備え、前記複数のコアセラミック繊維の実質的にすべてがラジアル方向に配置される、コアと、
前記コアを包囲し、複数のシェルセラミック繊維を備えるシェルと
を備える、エアフォイル。
【請求項２】
前記ラジアル方向が、前記エアフォイルに沿って、前記エアフォイルの基部から前記エアフォイルの先端まで延びる、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項３】
前記コアセラミック繊維の少なくとも一部分が複数の多繊維トウを備える、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項４】
前記コアセラミック繊維の少なくとも一部分がモノフィラメントを備える、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項５】
前記コアセラミック繊維の少なくとも一部分が炭化ケイ素繊維を備える、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項６】
前記複数のコアセラミック繊維が、前記複数のシェルセラミック繊維より大きい耐クリープ性を有する、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項７】
前記複数のコアセラミック繊維が一方向性セラミックテープを備える、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項８】
前記シェルセラミック繊維が、織られている、又は、編まれている、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項９】
前記シェルセラミック繊維が2〜4プライの繊維から成る、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項１０】
前記シェルセラミック繊維の第1の部分が、前記エアフォイルのラジアル軸と実質的に平行となる第1の方向に配置され、前記シェルセラミック繊維の第2の部分が、前記エアフォイルの周囲に沿って延びるように配置される、請求項8に記載のエアフォイル。
【請求項１１】
前記シェルセラミック繊維の前記第2の部分の表面密度が、前記シェルセラミック繊維の前記第1の部分の表面密度より大きい、請求項10に記載のエアフォイル。
【請求項１２】
前記複数のシェルセラミック繊維が、前記エアフォイルのラジアル軸から、15度から75度の間で角度がずらされる、請求項8に記載のエアフォイル。
【請求項１３】
前記シェルの後端がY字クロースプライを備える、請求項1に記載のエアフォイル。
【請求項１４】
ガスタービンエンジン用のベーン又はブレードであって、単一セラミックマトリックス複合材料(CMC)本体を備え、前記単一CMC本体が、
複数のコアセラミック繊維を備え、前記コアセラミック繊維の実質的にすべてがラジアル方向に配置される、コアと、
前記コアを包囲し、複数のシェルセラミック繊維を備えるシェルと
を備える、ベーン又はブレード。
【請求項１５】
前記コアセラミック繊維の少なくとも75%が、前記ブレード又はベーンのラジアル方向軸に対して10度以下の角度のずれとされる、請求項14に記載のベーン又はブレード。
【請求項１６】
前記シェルセラミック繊維の少なくとも25%が前記シェルの周りで周方向に延びる、請求項14に記載のベーン又はブレード。
【請求項１７】
セラミックマトリックス複合材料(CMC)エアフォイルを製造する方法であって、
複数のコアセラミック繊維を備える多孔性セラミックプレフォームコアを、前記コアセラミック繊維の実質的にすべてをラジアル方向に配置することで提供するステップと、
前記多孔性セラミックプレフォームコアの周りに延ばすように、複数のシェルセラミック繊維を備える多孔性セラミックプレフォームシェルを形成するステップと、
前記多孔性セラミックプレフォームコアと前記多孔性セラミックプレフォームシェルとを前記CMCエアフォイルへと形成するステップと
を含む方法。
【請求項１８】
前記CMCエアフォイルを形成する前記ステップが、溶融金属又は合金を前記多孔性セラミックプレフォームコア及び前記多孔性セラミックプレフォームシェルに浸透することを含む、請求項17に記載の方法。
【請求項１９】
前記多孔性セラミックプレフォームシェルを形成する前記ステップが、CMCエアフォイルが形成された後、前記シェルセラミック繊維の層の一部分がCMCエアフォイルの後縁のできる場所を越えて延びるように、前記層を前記多孔性セラミックプレフォームコアの周りに巻くことを含む、請求項17に記載の方法。
【請求項２０】
前記コアセラミック繊維を前記多孔性セラミックプレフォームシェルに挿入するステップをさらに含む、請求項17に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
政府ライセンス権
本発明は、米国空軍によって授与された契約FA8650-11-C-2109の下で、政府支援によって行われた。政府は本発明の特定の権利を有する。
【０００２】
相互参照
本出願は、参照によりその全体において組み込まれている2015年12月18日に出願された米国仮特許出願第62/269,652号「Fiber Reinforced Turbine Blade」の非仮特許出願であり、米国特許法第119条(e)の下におけるその仮特許出願への優先権を主張し、参照によりその全体において組み込まれている2016年2月29日に出願された米国仮特許出願第62/301,286号「Fiber Reinforced Airfoil」の非仮特許出願であり、米国特許法第119条(e)の下におけるその仮特許出願への優先権を主張する。
【０００３】
本開示は、タービンエンジンでの使用のためのエアフォイルに関し、具体的には、セラミックマトリックス複合材料(CMC)本体を有するエアフォイルに関する。
【背景技術】
【０００４】
本節における記載は、本開示に関連する背景情報を提供するだけであり、先行技術を構成していないこともあり得る。
【０００５】
CMC本体が、ガスタービンエンジンのタービン区域内のより高い運転温度を許容するために、タービン区域内で使用され得る。一部の例では、CMC本体は、空気力学及び遠心力の負荷などの機械的応力に曝され、温度負荷に曝されるCMCベーン又はCMCブレードであってもよい。CMC材料は、過剰な機械的負荷の下での機械的疲労に対して弱い。さらに、長期間にわたってガスタービンエンジン内で運転する部品は、クリープ破壊を受けやすい。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
そのため、長期間にわたって大きい応力の機械的条件に耐えるように設計されたCMC本体が望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
適用可能性のさらなる範囲は、本明細書に提供された記述から明らかになる。記述及び特定の例は、例示のためのものにすぎず、本開示の範囲を限定することは意図されていないことを理解されたい。
【０００８】
一実施形態では、単一CMC本体を備えるエアフォイルが提供される。単一CMC本体はコアとシェルとを備える。コアは複数のコアセラミック繊維を備え、コアセラミック繊維の実質的にすべてがラジアル方向に沿うように配置される。シェルはコアを包囲し、複数のシェルセラミック繊維を備える。
【０００９】
なおも他の実施形態では、ガスタービンエンジン用のベーン又はブレードが提供され、ベーン又はブレードは単一CMC本体を備える。単一CMC本体はコアとシェルとを備える。コアはコアセラミック繊維を備え、コアセラミック繊維の実質的にすべてがラジアル方向に配置される。シェルはコアを包囲し、シェルセラミック繊維を備える。
【００１０】
他の実施形態では、多孔性セラミックプレフォームコアを提供するステップと、セラミックプレフォームコアの周りに延びるように構成される多孔性セラミックプレフォームシェルを形成するステップと、多孔性セラミックプレフォームコアと多孔性セラミックプレフォームシェルとをCMCエアフォイルへと形成するステップとを含む、CMCエアフォイルを製造する方法が提供され得る。セラミックプレフォームコアはコアセラミック繊維を備える。コアセラミック繊維の実質的にすべてがラジアル方向に配置される。多孔性セラミックプレフォームシェルはシェルセラミック繊維を備える。
【００１１】
実施形態は、以下の図面及び記述を参照してより良く理解され得る。図における構成要素は必ずしも原寸に比例していない。さらに、図では、同様の符号は、異なる図を通じて対応する部品を示している。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】エアフォイルの第1の例の断面側面図である。
【図２】エアフォイルの第2の例の断面側面図である。
【図３】エアフォイルの第3の例の一部の断面斜視図である。
【図４】エアフォイルの第4の例の一部の断面斜視図である。
【図５】燃焼室、タービン、タービンブレード、及びベーンを含むガスタービンエンジンの例の断面図である。
【図６】エアフォイルを製造するための作業の流れ図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
本明細書に示されている図は、例示のためのものにすぎず、決して本開示の範囲を限定することは意図されていない。
【００１４】
以下の記述は、本質的に単なる例示であり、本開示、本出願、又は使用を限定することは意図されていない。
【００１５】
一例では、単一CMC本体を備えるエアフォイルが提供される。単一CMC本体はコアとシェルとを備える。コアは複数のコアセラミック繊維を備え、コアセラミック繊維の実質的にすべてがラジアル方向に配置される。シェルはコアを包囲し、複数のシェルセラミック繊維を備える。一例では、ラジアル方向は、エアフォイルに沿って、エアフォイルの基部からエアフォイルの先端まで延びる。
【００１６】
以下に記述されているシステム及び方法の一つの技術的利点は、ベーン又はブレードなどのエアフォイルが、CMC材料の大きな熱耐性の結果として、他のエアフォイルよりも高い温度でタービンエンジン内において使用できることである。以下に記述されているシステム及び方法の他の技術的利点は、ベーン又はブレードなどのエアフォイルが、コアセラミック繊維の引張強度及び大きい耐クリープ性の結果として、より長期間にわたって、より大きい遠心力を伴う条件下においてタービンエンジン内で使用できることである。
【００１７】
図1は、コア12とシェル14とを供えるエアフォイル10の第1の例の断面側面図を示している。エアフォイル10は、流体が物体にわたって流れるときに圧力差を生じる任意の物体であってもよい。エアフォイル10の例には、羽根、圧縮機ロータ、ステータ、タービンブレード、及びベーンが挙げられる。エアフォイル10の翼弦長36は、エアフォイル10の前縁24と後縁26との間の距離であってもよい。典型的には、圧力差は、前縁24から後縁26に流れる流体から生じる。エアフォイル10の厚さ66は、エアフォイル10の正圧側30と負圧側28との間の距離であってもよい。エアフォイル10の厚さ66は、前縁24から後縁26へと変化する。エアフォイル10のラジアル方向長さ(図3における符号34)は、基部(図4における符号86)から先端(図4における符号84)までのエアフォイル10の三次元的な延在であってもよい。エアフォイル10の翼弦長36、厚さ66、及び迎え角(図示していない)は、ラジアル方向長さ34の延在に沿って異なってもよい。
【００１８】
コア12は、エアフォイル10の内側部分を形成する任意の物体である。コア12の断面は、円形、楕円形、涙滴形、擬似エアフォイル形、又は任意の他の形を有し得る。コア12の例には、円筒形の円柱、エアフォイル10の形に近似する円柱、又は、エアフォイル10と実質的に同じであるがエアフォイル10より小さい形とされた物体が含まれる。コア12は、エアフォイル10に沿うラジアル方向に配置された複数のコアセラミック繊維16を備え得る。コアセラミック繊維16は、遠心力に対して大きな構造的な支持を提供するために、エアフォイル10の前縁24に向かって、又は、エアフォイル10の最大厚さ66の位置の周りで、密集されている。
【００１９】
コアセラミック繊維は、ガスタービンエンジンの運転の間にエアフォイル10の回転による遠心負荷に耐えるようにコア12内に構成されている任意のセラミック繊維であってもよい。コアセラミック繊維16は、エアフォイル10のラジアル方向に沿って配置される。コアセラミック繊維16の例には、炭化ケイ素繊維、カーボンモノフィラメント繊維、一方向性セラミックテープ、酸化アルミニウム繊維、Hi-Nicalon Type-S繊維、SCS Ultra繊維、又は任意の他のセラミック繊維が含まれる。コアセラミック繊維16は、より小さいセラミック繊維の束を備える多繊維トウを含んでもよい。多繊維トウは、200〜600本の間のより小さいセラミック繊維を各々備え得る。コアセラミック繊維16は、0.005インチから0.01インチまでの間の直径を有し得る。エアフォイル10の大きさ及びコアセラミック繊維16の直径に応じて、コア12は、一部の例では、100本から5000本の間でコアセラミック繊維16を備えてもよい。
【００２０】
コアセラミック繊維16の実質的にすべてがラジアル方向に配置され得る。コアセラミック繊維16の実質的にすべてとは、コア12に含まれるすべてのセラミック繊維の少なくとも75%を意味する。一部の例では、コア12に含まれるすべてのセラミック繊維の少なくとも80%がラジアル方向に配置され得る。ラジアル方向は、エアフォイルのラジアル長さ34に沿って延びるラジアル軸(図3における符号80)によって定められ得る。一部の例では、コアセラミック繊維の25%以下が、エアフォイル10のラジアル軸80から角度が10度超ずらされ得る。一部の例では、コア12は、コア12内のコアセラミック繊維16間で織られている任意のセラミック繊維を含まなくてもよい。代替又は追加で、コア12は、コアセラミック繊維16を一体に束ねるために周方向で配置される任意のセラミック繊維を含まなくてもよい。代替又は追加で、コアセラミック繊維16は互いに織り交ぜられなくてもよい。一部の実施形態では、特にエアフォイル10がラジアル方向の捩れを含んでいない場合、コアセラミック繊維16は、コア12内で平行な構成で配置される。エアフォイル10がラジアル方向の捩れ又はラジアル方向の曲げを含まない場合、ラジアル軸80の角度は、エアフォイル10の翼弦上の位置に対して変化しない。
【００２１】
エアフォイルが捩れを有する場合(図示していない)、ラジアル軸80は、コアセラミック繊維16の位置に従ってエアフォイル10の翼弦長36に対して変わり得る。エアフォイル10の迎え角がラジアル長さ34の基部と先端との間で変化する場合、ラジアル軸80は、前縁24と後縁26との間でのその位置に応じて異なる角度を有し得る。したがって、このような構成では、コアセラミック繊維16は、翼弦長36に沿う特定の位置に基づいてラジアル軸80と平行に並べられるが、翼弦長に沿う他の位置に基づいてラジアル軸80と平行に並べられる他のコアセラミック繊維16と平行でなくてもよい。このような構成では、コアセラミック繊維16の実質的にすべてがラジアル方向に平行に並べられる。
【００２２】
シェル14は、コア12を一部又は完全に包囲する任意の物体であってもよい。シェル14は、エアフォイル10の外面68の形に一致することができる。シェル14は、一部の例では、エアフォイル10の形を定め得る。シェル14の例には、CMCタービンのブレード若しくはベーン、又は、タービンブレード若しくはベーンの中空シェルが含まれる。シェル14は、複数のシェルセラミック繊維(図4における符号38及び符号40)を備え得る。シェルセラミック繊維38及び40は、三次元織り、または、実質的に平面プライに織られ、または、スリーブ状に編まれ、または、一方向性テープのシートに配置されるなど、任意の適切な手法で配置されてもよい。シェルセラミック繊維38及び40は、シェル14の厚さを増大するために、層に重ね合わせられてもよい。一部の例では、シェル14は、2層から4層のシェルセラミック繊維38及び40から成ってもよい。シェル14の厚さ32は、エアフォイル10の長さ36に沿う位置に応じて変化してもよい。一部の例では、シェル14の厚さ32の最大は、エアフォイル10における最も高い熱負荷が生じ得る前縁24の近くで存在する。
【００２３】
シェルセラミック繊維38及び40の各々は、他のセラミック繊維で織られ得る任意のセラミック繊維であってもよい。シェルセラミック繊維38及び40の例は、炭化ケイ素繊維、酸化アルミニウム繊維、一方向性テープ、カーボンモノフィラメント、又は任意の他のセラミック繊維であってもよい。シェルセラミック繊維38及び40の各々は、0.0005インチから0.002インチまでの間の直径を有し得る。コアセラミック繊維16の直径とシェルセラミック繊維38及び40の直径との間の比は、2.5から20の間であってもよい。シェルセラミック繊維38及び40の耐クリープ性は、コアセラミック繊維16の耐クリープ性より小さくてもよい。
【００２４】
図1に示しているように、シェル14は、正圧側30の後縁26のものから負圧側28の後縁26へコア12の周りに巻く層を備え得る。正圧側30及び負圧側28における後縁26の近くの層の端は、突き合わせ接合部20によって結合され得る。少なくとも一つの層の後部70は、エアフォイルの後縁26を形成するために、後の方向にコア12から延び得る。代替で、二つの層の後部70は、エアフォイルの後縁26を形成するためにニードルパンチしてもよい。
【００２５】
図2はエアフォイル10の実施形態を示しており、シェル14の後縁26は、シェル14の正圧側30と負圧側28とに延びているY字クロースプライ22を備えている。Y字クロースプライ22は後部70を備える。Y字クロースプライ22の負圧部72は、後部70からシェル14の負圧側28に延びている。Y字クロースプライ22の正圧部74は、後部70からシェル14の正圧側30に延びている。Y字クロースプライ22は、シェル14の後縁26を形成できると共にシェル14の後縁25をシェル14の他の部分に結合できる任意のセラミックプライであってもよい。Y字クロースプライ22の例には、織られた酸化アルミニウム繊維プライ、炭化ケイ素繊維プライ、一方向性テープ、又は任意の他の酸化物若しくは非酸化物のセラミック繊維プライがあり得る。Y字クロースプライ22は、シェル14の層の上若しくは下で延びることができ、織り交ぜられたセラミック繊維38及び40のプライ18間に配置され得る。代替で、Y字クロースプライ22の負圧部72及び正圧部74は、シェル14のシェルセラミック繊維38及び40と突き合わせ接合部20を形成してもよい。シェル14の後縁26は複数のY字クロースプライ22を備えてもよい。
【００２６】
図3はエアフォイルの実施形態を示しており、シェルセラミック繊維38及び40の少なくとも一部分は編んだ構成で配置されてもよい。別の構成では、シェルセラミック繊維38及び40は、複数の編まれた層76で配置される。シェルセラミック繊維38及び40の編み物は、エアフォイル10のラジアル軸80から反対の角度で配置され得る。そのため、第1の方向で編まれたシェルセラミック繊維38は、ラジアル軸80に対して15度から75度の間の編み角度78を有し得る。第2の方向で編まれたシェルセラミック繊維40は、ラジアル軸80に対して-15度から-75度の間の反対の編み角度78を有し得る。
【００２７】
図3に示しているように、シェル14は、シェル14の周囲の周りに連続しているスリーブ状に形成されてもよい。スリーブは、織られても編まれてもよい。このスリーブは、コアセラミック繊維16の周りに形成されてもよく、コアセラミック繊維16は、シェル14が形成された後にスリーブ内に挿入されてもよい。
【００２８】
図4は、シェルセラミック繊維38及び40を織られた構成を備えているシェル14を示しているエアフォイル10の実施形態を示している。シェルセラミック繊維38及び40は縦繊維と横繊維とを備えている。一部の実施形態では、シェルセラミック繊維16の第1の部分38が、ラジアル方向軸80と実質的に平行である方向に配置され得る。この構成では、シェルセラミック繊維16の第1の部分38は、エアフォイル10に遠心負荷に対する追加の構造的な支持を提供できる。シェルセラミック繊維16の第2の部分40は、シェルセラミック繊維16の第1の部分38に対して織り角度82で配置され得る。織り角度82は15度から90度の間であってもよい。シェルセラミック繊維16の第2の部分40は、シェル14の周りで周方向に延び得る。
【００２９】
シェルセラミック繊維16の第1の部分38及び第2の部分40は、所定の表面密度42を有し得る。第1の部分38の表面密度42は、シェル14の長さ36の1インチ当たり10本から30本の間のセラミック繊維であってもよい。第2の部分40の表面密度は、シェル14の翼幅34の1インチ当たり10本から30本の間のセラミック繊維であってもよい。第1の部分38の表面密度42は、追加の引張強度をエアフォイル10に与えるために、第2の部分40の表面密度42より大きくてもよい。第2の部分40の表面密度42に対する第1の部分38の表面密度42の比は、1から4の間であってもよい。第2の部分40は、シェルセラミック繊維16の少なくとも25%を備える。
【００３０】
図1〜図4に示されて記述されたエアフォイル10の実施形態は、一部のタービンエンジンシステムにおいて有利であり得る。図5を参照すると、ガスタービンエンジン58の実施形態が示されている。ガスタービンエンジン58のシステムは、圧縮機44と、燃焼室48とを、タービン54が燃焼室48の後に配置された状態で備え得る。タービン54内では、少なくとも2列のタービンブレード52が、中心軸46からタービン流路にラジアル方向に延びており、さらに中心軸46に連結されているホイール56に取り付けられている。ベーン50が、2列のタービンブレード52の間に、及び/又は、ガスタービンエンジン58のシステムの燃焼室48に向かってタービンブレード52の前に位置し得る。ベーン50は、タービン流路にラジアル方向内向きに延びても、中心軸46を取り囲む中心ハブからラジアル方向外向きに突出してもよい。高温ガスは、燃焼室48からタービン54に進行するとき、第1の列のタービンブレード52を回転できる。第1の列のタービンブレード52を通過した後、高温ガスは固定されているベーン50を通過でき、ベーン50は、タービン54を通る高温ガスの流れを円滑にし、ガスの流れを第2の列のタービンブレード52と直角に方向付ける。ガスがタービンブレード52及びベーン50の各々を通過するとき、相当の熱負荷が生じ得る。前述のエアフォイル10の実施形態は、ベーン50及び/又はタービンブレード52を冷却するために、並びに、熱負荷から発展し得る温度勾配を低減するために、ベーン50及び/又はタービンブレード52のために使用され得る。
【００３１】
さらに、特定の構成要素が先に記述されているが、本明細書に記載の製造の方法、システム、及び品物は、追加の構成要素、より少ない構成要素、又は異なる構成要素を含み得る。例えば、タービンエンジン58は圧縮機44を含まなくてもよい。
【００３２】
図6は、CMC構成要素としてエアフォイル10を製造するための作業の流れ図を示している。運転は、図6に示したものと、より少ない運転、追加の運転、又は異なる運転を含んでもよい。代替又は追加で、運転は、図示したものと異なる順番で実施されてもよい。
【００３３】
CMCエアフォイル10は製造工程で形成され得る。最初に、コアセラミック繊維16を備える多孔性セラミックプレフォームコアが提供され(60)、セラミックプレフォームは、コア12のおおよその形を定める。コアセラミック繊維16の例には、炭化ケイ素、カーボン、ムライト、ジルコニア、及びアルミナがあり得る。
【００３４】
多孔性セラミックプレフォームコアが提供(60)された後、多孔性セラミックプレフォームシェルが、多孔性セラミックプレフォームコアの周りに延びるように形成され得る(62)。多孔性セラミックプレフォームシェルは、シェル14のおおよその形を定めることができ、シェルセラミック繊維38及び40を備え得る。シェルセラミック繊維38及び40の例には、炭化ケイ素、カーボン、ムライト、ジルコニア、及びアルミナがあり得る。多孔性セラミックプレフォームコアは、複数のプライ18を多孔性セラミックプレフォームコアの正圧側30と負圧側28とに適用することで、形成され得る(60)。
【００３５】
多孔性セラミックプレフォームシェルが形成(62)された後、セラミックプレフォームは、マトリックス材料の浸透によって形成される(64)。マトリックス材料の例には、炭化ケイ素、アルミナ、又は、シリコン金属若しくは他の合金などのモルテン合金があり得る。浸透は、化学蒸気浸透(CVI)、スラリ浸透、溶解浸透、又は他の類似の技術を通じて行われ得る。浸透方法の組合せが用いられてもよい。例えば、最初のCVIが、セラミック繊維を被覆及び剛体化するために用いられてもよい。次に、スラリ浸透が、炭化ケイ素及びカーボンの混合物で用いられてもよい。最後に、シリコン材料の溶解浸透が、浸透を完了するために用いられてもよい。一部の例では、窒化ホウ素被覆が、CVIを通じてセラミック繊維に適用されてもよい。代替又は追加で、炭化ケイ素被覆がセラミック繊維に適用されてもよい。セラミック繊維の被覆は、浸透の生じる前、又は、セラミック繊維が織りに配置される前、行われ得る。
【００３６】
セラミックプレフォームが形成(66)された後、一部の例では、CMCエアフォイル10は、縁及び表面を平滑にするために機械加工されてもよい。代替又は追加で、環境バリア被覆が、耐久性を増大し、均一な熱負荷を提供するために、一部の例でCMCエアフォイル10の外面68に適用され得る。
【００３７】
記述した利点に加えて、現在認識されていないが後の時点で明らかになり得る他の利点がなおもあることは、同じく可能である。様々な実施形態を記述してきたが、多くのさらなる実施形態及び実施が可能であることは、当業者には明らかである。したがって、本明細書に記載した実施形態は例であり、唯一可能な実施形態及び実施ではない。
【符号の説明】
【００３８】
10  エアフォイル
12  コア
14  シェル
16  コアセラミック繊維、シェルセラミック繊維
18  プライ
20  突き合わせ継手
22  Y字クロースプライ
24  前縁
26  後縁
28  負圧側
30  正圧側
32  厚さ
34  ラジアル方向長さ、翼幅
36  翼弦長
38  シェルセラミック繊維、第1の部分
40  シェルセラミック繊維、第2の部分
42  表面密度
44  圧縮機
46  中心軸
48  燃焼室
50  ベーン
52  タービンブレード
54  タービン
56  ホイール
58  ガスタービンエンジン
66  厚さ
68  外面
70  後部
72  負圧部
74  正圧部
76  編まれた層
78  編み角度
80  ラジアル方向軸
82  織り角度
84  先端
86  基部
【図１】
2017133499.tif 000003
【図２】
2017133499.tif 000004
【図３】
2017133499.tif 000005
【図４】
2017133499.tif 000006
【図５】
2017133499.tif 000007
【図６】
2017133499.tif 000008
【外国語明細書】
2017133499000001.pdf