(57)【要約】【課題】冷却アパーチャから流出する冷却流体の表面角を減少させるために翼形部の冷却アパーチャと外面との間の角度を減少させるための特徴を有する、ガスタービンエンジンのための翼形部を提供する。【解決手段】セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライ（９６）から形成され、かつ翼形部の内面（１００）を形作る第１の部分（９２）及びセラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライ（９８）から形成され、かつ翼形部の外面（１０２）を形作る第２の部分（９４）を含む、ガスタービンエンジン（１０）のための翼形部（８０）が提供される。第１の部分（９２）及び第２の部分（９４）は、翼形部の内面（１００）から外面（１０２）まで延在する非見通し冷却アパーチャ（１２０）を有する。一実施形態では、第２のアパーチャ（１１０）と外面（１０２）との間に４５°未満の表面角（α）が形作られる。ガスタービンエンジン（１０）のための翼形部（８０）を形成するための方法も提供される。【選択図】図１
2017190775.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）のための翼形部（８０）であって、
翼形部（８０）の内面（１００）を形作る第１の部分（９２）であって、セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライ（９６）から形成される第１の部分（９２）と、
翼形部（８０）の外面（１０２）を形作る第２の部分（９４）であって、セラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライ（９８）から形成される第２の部分（９４）と
を備え、
第１の部分（９２）及び第２の部分（９４）が、翼形部（８０）の内面（１００）から外面（１０２）まで延在する非見通し冷却アパーチャ（１２０）を有する翼形部（８０）。
【請求項２】
第１の部分（９２）が、第１のアパーチャ（１０４）を有し、第２の部分（９４）が、第２のアパーチャ（１１０）を有し、第１のアパーチャ（１０４）及び第２のアパーチャ（１１０）が、冷却アパーチャ（１２０）を形成する、請求項１に記載の翼形部（８０）。
【請求項３】
第２のアパーチャ（１１０）と外面（１０２）との間に表面角（α）が形作られ、表面角（α）が、４５°未満である、請求項２に記載の翼形部（８０）。
【請求項４】
第１のアパーチャ（１０４）が、第１の最小断面積（Ａ1）を有し、第２のアパーチャ（１１０）が、第２の最小断面積（Ａ2）を有し、第１の最小断面積（Ａ1）が、第２の最小断面積（Ａ2）よりも小さい、請求項２に記載の翼形部（８０）。
【請求項５】
第１の複数のプライ（９６）の各プライが、切抜部（１１８）を有し、複数の切抜部（１１８）が、第１のアパーチャ（１０４）を形作る、請求項２に記載の翼形部（８０）。
【請求項６】
第２の複数のプライ（９８）の各プライが、切抜部（１１８）を有し、複数の切抜部（１１８）が、第２のアパーチャ（１１０）を形作る、請求項２に記載の翼形部（８０）。
【請求項７】
第２の複数のプライ（９８）の切抜部（１１８）の断面積が、第２のアパーチャ（１１０）の第１の端部（１１２）から第２のアパーチャ（１１０）の第２の端部（１１４）にかけて増加する、請求項６に記載の翼形部（８０）。
【請求項８】
切抜部（１１８）の各々が、中心（１２２）を有し、切抜部（１１８）の中心（１２２）が、第２の方向（Ｄ2）に沿って位置合わせされる、請求項６に記載の翼形部（８０）。
【請求項９】
切抜部（１１８）の各々が、中心（１２２）を有し、ある切抜部（１１８）の中心（１２２）が、隣接する切抜部（１１８）の中心（１２２）からずらされる、請求項６に記載の翼形部（８０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は、一般にガスタービンエンジンに、より詳細には、ガスタービンエンジンの内部構成要素を冷却するための特徴に関する。最も詳細には、本主題は、ガスタービンエンジン翼形部のための非見通し冷却孔に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、一般に、互いに流れ連通するように配置されるファン及びコアを含む。さらに、ガスタービンエンジンのコアは、一般に、連続した流れの順序で、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを含む。運転中、空気は、ファンから圧縮機セクションの入口に供給され、そこでは、１つ以上の軸流圧縮機が、空気が燃焼セクションに到達するまで空気を徐々に圧縮する。燃料は、燃焼ガスを供給するために燃焼セクション内で圧縮空気と混合され、燃焼される。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションに送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れは、タービンセクションを駆動し、次に、排気セクションを通して例えば大気に送られる。
【０００３】
一般に、タービンの性能及び効率は、燃焼ガス温度の上昇によって改善され得る。しかしながら、燃焼温度の上昇は、例えば材料の不具合の可能性を増大させることによってガスタービンエンジン構成要素に悪影響を及ぼし得る。このように、燃焼温度の上昇は、タービン性能にとって有益であり得るが、ガスタービンエンジンの一部の構成要素は、構成要素への上昇した温度の悪影響を低下させるために特徴の冷却又は燃焼ガスへの曝露の低減を必要とし得る。
【０００４】
例えばより低温の流体の流れを構成要素の表面上に向けることによってガスタービンエンジン構成要素をフィルム冷却することは、高くなった燃焼温度の悪影響の低減を助け得る。例えば、冷却アパーチャが、構成要素の全体にわたって設けられてもよく、冷却アパーチャは、構成要素内からの冷却流体の流れが構成要素の外面上に向けられることを可能にし得る。しかしながら、構成要素の高い曲率の領域では、冷却流体フィルムを形成するように冷却流体の流れを冷却アパーチャから構成要素の外面上に向けることが困難であり得る。さらに、例えば構成要素にアパーチャを穿孔又は機械加工することによって冷却アパーチャを形成する既知の方法は、穴による冷却を制御するのに最適な冷却アパーチャの長さを製造する際に、また最適な流体出口表面角を有する冷却アパーチャを製造する際に有効ではない場合がある。加えて、冷却アパーチャを機械加工する既知の方法は、貫通孔の襟状化（ｔｈｒｏｕｇｈ−ｈｏｌｅ  ｓｃａｒｆｉｎｇ）につながりやすく、多くの場合、冷却アパーチャを適切に配置することを難しくしている。
【０００５】
したがって、既存の冷却特徴の１つ以上の欠点を克服するガスタービン構成要素のための改善された冷却特徴は望ましいものであろう。詳細には、冷却アパーチャから流出する冷却流体の表面角を減少させるために翼形部の冷却アパーチャと外面との間の角度を減少させるための特徴を有する、ガスタービンエンジンのための翼形部は有益であろう。さらに、冷却アパーチャの第１のセクションと第２のセクションとの間に方向の変化を含む冷却アパーチャを有する翼形部は好適であろう。さらに、ガスタービンエンジンのための翼形部を形成するための方法であって、翼形部が、翼形部の改善された表面冷却のための特徴を有する方法は有用であろう。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第６３８６０２号明細書
【発明の概要】
【０００７】
本発明の態様及び利点は、以下の説明に部分的に述べられ、この説明から明らかになり得るし、本発明の実施を通して学ばれ得る。
【０００８】
本開示の例示的な一実施形態では、ガスタービンエンジンのための翼形部が提供される。翼形部は、翼形部の内面を形作る第１の部分を含む。第１の部分は、セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライから形成される。また、翼形部は、翼形部の外面を形作る第２の部分を含む。第２の部分は、セラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライから形成される。第１の部分及び第２の部分は、翼形部の内面から外面まで延在する非見通し冷却アパーチャを有する。
【０００９】
本開示の別の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンのための翼形部が提供される。翼形部は、翼形部の内面を形作る第１の部分を含む。第１の部分は、セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライから形成される。また、翼形部は、翼形部の外面を形作る第２の部分を含む。第２の部分は、セラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライから形成される。第１の部分は、第１のアパーチャを有し、第２の部分は、第２のアパーチャを有する。第１のアパーチャ及び第２のアパーチャは、異なる方向に沿って延在し、内面から外面まで翼形部を貫通する連続通路を形成する冷却アパーチャを形作る。さらに、第２のアパーチャと外面との間に表面角が形作られる。表面角は、４５°未満である。
【００１０】
本開示のさらなる例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンのための翼形部を形成するための方法が提供される。本方法は、セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライをレイアップするステップと、翼形部の第１の部分を形成するために第１の複数のプライを処理するステップと、セラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライをレイアップするステップであって、第２の複数のプライが、翼形部の第１の部分上にレイアップされるステップと、第１の部分に隣接する、翼形部の第２の部分を形成するために第２の複数のプライ及び第１の部分を処理するステップとを含む。第１の部分及び第２の部分は、非見通し冷却アパーチャを有するようになる。
【００１１】
本発明のこれら及び他の特徴、態様、及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照することによってより良く理解されるようになる。本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を示しており、説明と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
【００１２】
当業者を対象とした、本発明の完全かつ有効な開示（その最良の態様を含む）が、添付図面への参照がなされる本明細書に述べられている。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本主題の様々な実施形態に従って例示的なガスタービンエンジンの概略断面図を提供している。
【図２】本主題の例示的な実施形態に従ってタービンロータブレードの側面斜視図を提供している。
【図３】本主題の例示的な実施形態に従ってタービンノズルセグメントの斜視図を提供している。
【図４】本主題の例示的な実施形態に従って、図３の線４−４に沿った、タービンノズルセグメントの翼形部の部分の断面図を提供している。
【図５】本主題の例示的な実施形態に従って、翼形部の冷却アパーチャを通る、図４の線５−５に沿った、図４のタービンノズルセグメントの翼形部の部分の断面図を提供している。
【図６】本主題の例示的な実施形態に従って図５の冷却アパーチャの平面図を提供している。
【図７】本主題の別の例示的な実施形態に従って、図５に示されている、翼形部の冷却アパーチャにおける断面図を提供している。
【図８】本主題の例示的な実施形態に従って図７の冷却アパーチャの平面図を提供している。
【図９】本主題の例示的な実施形態に従って図３のタービンノズルセグメントの翼形部の部分の断面図を提供している。
【図１０】本主題の別の例示的な実施形態に従って図３のタービンノズルセグメントの翼形部の部分の断面図を提供している。
【図１１】本主題の例示的な実施形態に従ってガスタービンエンジンの翼形部を形成するための方法を示すチャートを提供している。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
次に、本発明の現在の実施形態を詳細に参照するが、その１つ以上の例が、添付図面に示されている。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために、数字及び文字による指示が使用されている。図面及び説明における同じ又は同様の指示は、本発明の同じ又は同様の部分を参照するために使用されている。本明細書で使用される場合、「第１の」、「第２の」、及び「第３の」という用語は、構成要素を互いに区別するために交換可能に使用され得るものであり、個々の構成要素の位置又は重要性を意味するためのものではない。「上流」及び「下流」という用語は、流体経路における流体の流れに関する相対方向を意味する。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を意味し、「下流」は、流体が流れていく方向を意味する。
【００１５】
次に、複数の図を通して同一の数字が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、本開示の例示的な実施形態に係るガスタービンエンジンの概略断面図である。より詳細には、図１の実施形態に関して、ガスタービンエンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジン１０（本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ばれる）である。図１に示されているように、ターボファンエンジン１０は、軸線方向Ａ（参照のために提供される長手方向中心線１２と平行に延在する）及び半径方向Ｒを有する。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４及びファンセクション１４の下流に配置されるコアタービンエンジン１６を含む。
【００１６】
描かれている例示的なコアタービンエンジン１６は、一般に、環状入口２０を形作る略管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８は、連続した流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを包み込んでいる。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８とＨＰ圧縮機２４とを駆動連結している。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０とＬＰ圧縮機２２とを駆動連結している。
【００１７】
描かれている実施形態に関して、ファンセクション１４は、可変ピッチファン３８を含み、可変ピッチファン３８は、ディスク４２に互いに離間して結合された複数のファンブレード４０を有する。描かれているように、ファンブレード４０は、概ね半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外側に延在する。ファンブレード４０の各々は、ファンブレード４０が、ファンブレード４０のピッチを変化させるように構成された適切な駆動部材４４に動作可能に結合されているおかげで、ピッチ軸線Ｐを中心にディスク４２に対して回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２、及び駆動部材４４は、パワーギヤボックス４６を介してＬＰシャフト３６により長手方向軸線１２を中心に一緒に回転可能である。パワーギヤボックス４６は、ＬＰシャフト３６の回転速度をより効率的なファン回転速度に低下させるための複数のギヤを含む。
【００１８】
引き続き図１の例示的な実施形態を参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を促進するように空気力学的に成形された回転可能な前方ナセル４８によって覆われている。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部の周囲を囲む環状ファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、周方向に互いに離間された複数の出口ガイドベーン５２によってコアタービンエンジン１６に対して支持されるように構成されてもよいことが認識されるべきである。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外側部分との間にバイパス空気流路５６を形作るようにコアタービンエンジン１６の外側部分を覆うよう延在してもよい。
【００１９】
ターボファンエンジン１０の運転中、大量の空気５８が、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連する入口６０を通ってターボファン１０に流入する。大量の空気５８が、ファンブレード４０を通過するとき、矢印６２によって示されているような空気５８の第１の部分は、バイパス空気流路５６に向けられるか、又は送られ、矢印６４によって示されているような空気５８の第２の部分は、ＬＰ圧縮機２２に向けられるか、又は送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比率は、バイパス比として一般に知られている。次に、空気の第２の部分６４の圧力は、空気の第２の部分６４が高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通して燃焼セクション２６に送られるときに高められ、そこでは、空気の第２の部分６４は、燃焼ガス６６を供給するために燃料と混合され、燃焼される。
【００２０】
燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通して送られ、そこでは、燃焼ガス６６から熱エネルギー及び／又は運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に結合されたＨＰタービンステータベーン６８及びＨＰシャフト又はスプール３４に結合されたＨＰタービンロータブレード７０の連続した段によって取り出され、これにより、ＨＰシャフト又はスプール３４が回転し、この結果、ＨＰ圧縮機２４の動作が支援される。次に、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通して送られ、そこでは、燃焼ガス６６から熱エネルギー及び運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１８に結合されたＬＰタービンステータベーン７２及びＬＰシャフト又はスプール３６に結合されたＬＰタービンロータブレード７４の連続した段によって取り出され、これにより、ＬＰシャフト又はスプール３６が回転し、この結果、ＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファン３８の回転が支援される。
【００２１】
その後、燃焼ガス６６は、推進力を提供するためにコアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通して送られる。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、空気の第１の部分６２が、ターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排気されて、同様に推進力を提供する前にバイパス空気流路５６を通して送られるときに大幅に高められる。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、及びジェット排気ノズルセクション３２は、コアタービンエンジン１６を通して燃焼ガス６６を送るための高温ガス通路７８を少なくとも部分的に形作っている。
【００２２】
一部の実施形態では、ターボファンエンジン１０の構成要素（特に、高温ガス通路７８内の構成要素）は、高温能力を有する非金属材料であるセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料を備えてもよい。このような構成要素に利用される例示的なＣＭＣ材料は、炭化ケイ素、ケイ素、シリカ、又はアルミナのマトリックス材料及びこれらの組合せを含んでもよい。セラミック繊維（サファイア及び炭化ケイ素のようなモノフィラメントを含む酸化安定強化繊維（例えば、ＴｅｘｔｒｏｎのＳＣＳ−６）並びに炭化ケイ素を含むロービング及びヤーン（例えば、日本カーボンのＮＩＣＡＬＯＮ（登録商標）、宇部興産のＴＹＲＡＮＮＯ（登録商標）、及びＤｏｗ  ＣｏｒｎｉｎｇのＳＹＬＲＡＭＩＣ（登録商標））、ケイ酸アルミナ（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及び４８０）、及び短いウィスカ及び短繊維（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及びＳＡＦＦＩＬ（登録商標））、及び任意にセラミック粒子（例えば、Ｓｉ、Ａｌ、Ｚｒ、Ｙ、及びこれらの組合せの酸化物）及び無機充填材（例えば、パイロフィライト、ウォラストナイト、マイカ、タルク、カイヤナイト、及びモンモリロナイト）など）は、マトリックス内に埋め込まれてもよい。さらなる例として、ＣＭＣ材料はまた、炭化ケイ素（ＳｉＣ）又は炭素の繊維布を含んでもよい。
【００２３】
ＣＭＣ材料は、エンジンの様々な構成要素（例えば、タービン、圧縮機、及び／又はファンの領域の翼形部）のために使用されてもよい。圧縮機及びタービンは、一般に、複数の段として軸方向に並べられる、翼形部の列を含む。各段は、周方向に互いに離間されたステータベーンの列及びエンジン１０の中心線１２を中心に回転するロータアセンブリを含む。タービンノズル（内側帯と外側帯との間に延在するステータベーンを備える）は、隣接する下流のロータブレードでの取り出しを最大にする仕方で高温燃焼ガスを誘導する。エンジン１０の様々な実施形態では、ノズル及び／又はタービンブレード（各々の関連する翼形部を含む）は、ＣＭＣ構成要素であってもよい。言うまでもなく、タービンエンジン１０の他の構成要素も、ＣＭＣ材料から形成されてもよい。
【００２４】
次に図２を参照すると、タービンロータブレード７４の側面斜視図が、本主題の例示的な実施形態に従って提供されている。先ほど説明したように、ＬＰタービン３０は、外側ケーシング１８に結合されるタービンステータベーン７２及びシャフト又はスプール３６に結合されるタービンロータブレード７４の連続した段を含む。ブレード７４の各々は、正圧面８２及びその反対側の負圧面８４を有する翼形部８０を含む。翼形部８０の各々の互いに反対側の正圧面８２及び負圧面８４は、ブレード根元８６からブレード先端８７までブレード翼幅Ｓに沿って半径方向に延在する。描かれているように、ブレード根元８６は、ブレード７４の半径方向最内部分であり、ブレード先端は、ブレード７４の半径方向最外部分である。さらに、図２にさらに示されているように、翼形部８０の正圧面８２及び負圧面８４は、前縁８８とその反対側の後縁９０との間に軸方向に延在する。翼形部８０は、互いに反対側の前縁８８と後縁９０との間に軸方向に延在する翼弦Ｃを有する。さらに、翼形部８０は、正圧面８２と負圧面８４との間の幅Ｗを有する。翼形部８０の幅Ｗは、翼幅Ｓに沿って変化してもよい。
【００２５】
ブレード７４の各々は、ブレード根元８６を介してシャフト又はスプール３６に結合される。より詳細には、ブレード根元８６は、タービンロータディスク（図示せず）に結合され、次いで、タービンロータディスクが、シャフト又はスプール３６（図１）に結合される。図２に描かれているように、また、一般に当該技術分野で周知されているように、ブレード根元８６が、ブレード７４とディスクとを結合するためにタービンロータディスクの相補的に成形されたスロットに受け入れられるダブテール又は他の形状を有する突出部８９を有してもよいことが容易に理解されよう。言うまでもなく、ブレード７４の各々は、他の方法でもタービンロータディスク及び／又はシャフトもしくはスプール３６に結合され得る。いかなる場合も、ブレード７４は、周方向に互いに隣接するブレード７４の列が各ディスクの外周部から半径方向外側に延在する（すなわち、ブレード列内の互いに隣接するブレード７４が、周方向Ｍに沿って互いに離間され、ブレード７４の各々が、半径方向Ｒに沿ってディスクから延在する）ようにタービンロータディスクに結合される。このようにして、タービンロータディスク及び外側ケーシング１８は、各々、タービンアセンブリを通る高温ガス通路７８の内端壁及び外端壁を形成する。
【００２６】
次に図３を参照すると、タービンノズルセグメントの斜視図が提供されている。タービンステータは、中心線１２を中心に完全なリングを形成するように周方向端部で互いに当接する複数のタービンノズルセグメントによって形成される。各ノズルセグメントは、先ほど説明したように外側帯と内側帯との間に延在する１つ以上のベーン（ＨＰタービン２８のベーン６８又はＬＰタービン３０のベーン７２など）を備えてもよい。図３は、ＨＰタービン２８の例示的なタービンノズルセグメント６７を描いている。ノズルセグメント６７は、外側帯６７ａ及び内側帯６７ｂを含み、外側帯６７ａと内側帯６７ｂとの間に、ステータベーン６８が延在している。ステータベーン６８の各々は、翼形部８０を含み、翼形部８０は、ブレード７４に関して上で説明した翼形部８０と同じ特徴を有する。例えば、ベーン６８の翼形部８０は、正圧面８２及びその反対側の負圧面８４を有する。翼形部８０の各々の互いに反対側の正圧面８２及び負圧面８４は、内側帯６７ｂにあるベーン根元から外側帯６７ａにあるベーン先端まで翼幅に沿って半径方向に延在する。さらに、翼形部８０の正圧面８２及び負圧面８４は、前縁８８とその反対側の後縁９０との間に軸方向に延在する。翼形部８０は、互いに反対側の前縁８８と後縁９０との間に軸方向に延在する翼弦をさらに有する。さらに、翼形部８０は、正圧面８２と負圧面８４との間の幅を有し、また、この幅は、翼幅に沿って変化してもよい。
【００２７】
ベーン６８の翼形部８０は、ブレード７４の翼形部８０と同じ特徴を有してもよいが、ベーン６８の翼形部８０は、ブレード７４の翼形部８０と異なる構成を有してもよいことが認識されよう。例として、ベーン６８の翼形部８０の翼幅が、ブレード７４の翼形部８０の翼幅に比べて大きくても小さくてもよい。別の例として、ベーン６８の翼形部８０の幅及び／又は翼弦が、ブレード７４の翼形部８０の幅及び／又は翼弦と異なってもよい。さらに又は或いは、ＬＰステータベーン７２の翼形部８０及び／又はＨＰタービンロータブレード７０の翼形部８０のサイズ、形状、及び／又は構成が、ＨＰステータベーン６８及びＬＰタービンロータブレード７４の翼形部８０と異なってもよい。しかしながら、翼形部８０のサイズ、形状、及び／又は構成は異なり得るものの、本明細書で説明されている主題は、エンジン１０内の任意の翼形部及びエンジン１０の他の適切な構成要素に適用され得ることも理解されるべきである。
【００２８】
図４は、本主題の例示的な実施形態に従って、図３の線４−４に沿った、ステータベーン６８の翼形部８０の部分の断面図を提供している。図５は、本主題の例示的な実施形態に従って、図４の線５−５に沿った、翼形部８０の部分の断面図を提供している。図示のように、翼形部８０は、第１の部分９２及び第２の部分９４を備える。第１の部分９２は、ＣＭＣ材料の第１の複数のプライ９６から製造され、第２の部分９４は、ＣＭＣ材料の第２の複数のプライ９８から製造される。第１の部分９２は、翼形部８０の内面１００を形作り、第２の部分９４は、翼形部８０の外面１０２を形作る。
【００２９】
引き続き図４及び図５を参照すると、翼形部８０は、翼形部８０の外面１０２上に冷却流体の流れを供給するための冷却アパーチャ１２０を有する。冷却アパーチャ１２０の各々は、第１のセクション及び第２のセクションを備える。より詳細には、翼形部８０の第１の部分９２は、これを貫通する第１のアパーチャ１０４を有し、第１のアパーチャ１０４は、冷却アパーチャ１２０の第１のセクションである。第１のアパーチャ１０４は、内面１００の位置に形作られる第１の端部１０６及び翼形部８０の第２の部分９４の位置に形作られる第２の端部１０８を有する。第１の端部１０６及び第２の端部１０８は、第１の長さＬ1（図６）だけ互いに離間される。さらに、第１のアパーチャ１０４は、第１の方向Ｄ1に沿ってその第１の端部１０６からその第２の端部１０８まで延在する。
【００３０】
加えて、翼形部８０の第２の部分９４は、これを貫通する第２のアパーチャ１１０を有し、第２のアパーチャ１１０は、冷却アパーチャ１２０の第２のセクションである。第２のアパーチャ１１０は、第１のアパーチャ１０４の第２の端部１０８に隣接して形作られる第１の端部１１２を有する。また、第２のアパーチャ１１０は、翼形部８０の外面１０２の位置に形作られる第２の端部１１４を有する。第１の端部１１２及び第２の端部１１４は、第２の長さＬ2（図６）だけ互いに離間される。第２のアパーチャ１１０は、第２の方向Ｄ2に沿ってその第１の端部１１２からその第２の端部１１４まで延在する。
【００３１】
再び図４を参照すると、第１の部分９２は、冷却流体の流れＦ（例えば、ＨＰ圧縮機２４から分流される加圧空気の流れ）を受け入れる空洞１１６を有する。空洞１１６内に受け入れられる流体の流れＦは、一般に、翼形部８０の外面１０２に対して又はこれの上を流れる燃焼ガスよりも冷たい。第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０を通って空洞１１６から外面１０２まで延在する冷却アパーチャ１２０の各々は、空洞１１６から外面１０２への冷却流体の流れＦを容易にするために、空洞１１６と流体連通する連続通路を形成する。このようにして、外面１０２上への冷却流体の流れＦは、外面１０２がさらされる温度を低下させることを助け得る。
【００３２】
図４に、より明確には図５に示されているように、第１の方向Ｄ1は、第２の方向Ｄ2と異なる。第１のアパーチャ１０４と第２のアパーチャ１１０との間の方向の変化は、非見通し冷却アパーチャ１２０を提供する。すなわち、翼形部８０の空洞１１６は、翼形部の外から冷却アパーチャ１２０（翼形部８０の内面１００から外面１０２まで延在する）を通して見られ得ない。方向の変化は、翼形部８０の第２のアパーチャ１１０と外面１０２との間の角度αが、第２のアパーチャ１１０と外面１０２との間に減少した表面角αが形作られるように減少されることを可能にする。より詳細には、単方向の冷却アパーチャは、冷却アパーチャ又は冷却孔が内面１００から外面１０２まで延在し、これにより翼形部８０の空洞１１６から外面１０２への冷却流体の流れを可能にすることができるようにするための特定の最小表面角αを必要とする。すなわち、単方向の冷却孔の構成において、翼形部の冷却孔と外面との間の角度が、最小値を下回る（すなわち、あまりに小さい）場合、冷却孔は、冷却流体に接近するために外面から内面まで延在することができない。しかしながら、第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０が、異なる方向に沿って延在するが、依然として空洞１１６から外面１０２への連続通路を形成するように空洞１１６に接近するために第１のアパーチャ１０４を利用し、外面１０２に接近するために第２のアパーチャ１１０を利用することによって、本主題の冷却アパーチャ１２０は、翼形部の冷却アパーチャと外面との間の小さな表面角αを可能にする。好ましくは、表面角αは、４５°以下（又は未満）である。すなわち、第２のアパーチャ１１０と外面１０２との間に形作られる表面角αは、０°〜４５°である。減少した表面角は、冷却アパーチャ１２０から流出する冷却流体の流れＦを外面１０２により良好に沿わせ、この結果、フィルム有効性を、したがって、ガスタービンエンジン１０の翼形部の表面冷却を改善し得る。
【００３３】
さらに、第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０を備える任意の数の冷却アパーチャ１２０が翼形部８０の全体にわたって使用されてもよいことが容易に理解されよう。より具体的には、図４の点線によって示されているように、冷却アパーチャ１２０は、翼形部８０の翼幅Ｓに沿って様々な位置に形作られてもよい（すなわち、概ね半径方向Ｒに沿って翼形部８０にわたり離間されてもよい）。さらに、第１のアパーチャ１０４と第２のアパーチャ１１０との間の方向の変化は、冷却アパーチャ１２０が、高い曲率を有する翼形部８０の領域（前縁８８など）（そこでは、外面１０２上に冷却流体の流れを向けることが困難であり得る）にとって特に有益となることを可能にする。しかしながら、冷却アパーチャ１２０は、翼形部８０の前縁８８に沿って特に有益なものであり得るが、冷却アパーチャ１２０は、翼形部８０の任意の位置に適し得るものであり、例えば、後縁９０に沿って並びに翼形部８０の正圧面８２及び負圧面８４にわたって形作られてもよい。さらに、冷却アパーチャ１２０はまた、ブレードプラットフォームに並びにノズルの内壁もしくは内側帯及び／又は外壁もしくは外側帯（図３に示されているノズル６７の内側帯６７ｂ及び／又は外側帯６７ａなど）に沿って形作られてもよい。このように、冷却アパーチャ１２０は、概ね軸線方向Ａ及び半径方向Ｒに沿って離間されてもよい。さらに、翼形部８０の多数の位置での多数の冷却アパーチャ１２０の使用は、アパーチャ１２０の各々から流れる冷却流体によって行われる表面冷却の強化を助け得る。
【００３４】
さらに、２つのセクション（第１のアパーチャ１０４が、第１のセクションであり、第２のアパーチャ１１０が、第２のセクションである）を有するものとして本明細書では説明されているが、他の実施形態では、冷却アパーチャ１２０は、２つより多くのセクションを有してもよいことが認識されよう。例えば、翼形部８０は、３つの部分を備えてもよい（第１の部分は、内面１００及び空洞１１６を形作り、第２の部分は、第１の部分の外側に形作られ（すなわち、内面１００から外方向に第１の部分に隣接して形作られ）、第３の部分は、第２の部分の外側に形作られ（すなわち、第１の部分から外方向に第２の部分に隣接して形作られ）て、外面１０２を形作る。翼形部８０の各部分は、アパーチャを有してもよく、各アパーチャは、異なる方向に沿って延在してもよく、又は少なくとも、２つの異なる方向に沿って延在してもよい。ある部分のアパーチャは、空洞１１６から外面１０２への連続通路（すなわち、冷却アパーチャ１２０）を形成するように、隣接する部分のアパーチャに隣接して形作られてもよい。アパーチャが、２以上の異なる方向に沿って延在するため、冷却アパーチャ１２０は、翼形部８０の内面１００と外面１０２との間にアパーチャ１２０の方向の変化を有する非見通しアパーチャとなる。
【００３５】
さらに、図４及び図５の図から認識されるように、冷却アパーチャ１２０の長さは変えられてもよい。すなわち、ある冷却アパーチャ１２０は、別の冷却アパーチャ１２０と異なる全長（例えば、第１の長さＬ1及び第２の長さＬ2の合計）を有してもよい。他の実施形態では、第１のアパーチャ１０４の長さＬ1及び／又は第２のアパーチャ１１０の長さＬ2は、冷却アパーチャ１２０の中で変えられてもよい。冷却アパーチャ１２０の長さを変えることによって、冷却が制御され得る。すなわち、冷却アパーチャ１２０の長さは、翼形部８０の様々な位置の様々な冷却要求に対応するために、また冷却アパーチャ１２０に局所的な冷却を制御するためにカスタマイズ可能である。
【００３６】
図５〜図８に示されているように、第２の複数のプライ９８の各プライは、切抜部１１８を有するように切り抜かれてもよい。複数の切抜部１１８は、第２のアパーチャ１１０を形作る。さらに、第１の部分９２を貫通する、機械加工された穴として示されているが、第１のアパーチャ１０４は、同様に第１の複数のプライ９６の切抜部によって形作られてもよいことが認識されよう。すなわち、第２のアパーチャ１１０に関して説明したように、第１の複数のプライ９６の各プライは、プライに切抜部１１８を有するように切り抜かれてもよく、第１のプライ９６の複数の切抜部１１８が、第１のアパーチャ１０４を形作ってもよい。第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０は、他の方法でも形作られ得る。
【００３７】
特に図６を参照すると、冷却アパーチャ１２０の平面図が、本主題の例示的な実施形態に従って提供されている。図６に描かれているように、第１のアパーチャ１０４は、その長さＬ1にわたって内面１００から第２の部分９４まで一定の第１の断面積Ａ1を有する。さらに、描かれている実施形態では、第２のアパーチャ１１０を形成する切抜部１１８は、第２のアパーチャ１１０の長さＬ2に沿って（すなわち、第２の方向Ｄ2に沿って第１の部分９２の位置の第１の端部１１２から外面１０２の位置の第２の端部１１４にかけて）増加する第２の断面積Ａ2を有する。反対に、第２のアパーチャ１１０の断面積Ａ2は、その第２の端部１１４からその第１の端部１１２にかけて減少する。例示的な実施形態（図５に示されている実施形態など）において、第２のアパーチャ１１０の断面積Ａ2は、第２の方向Ｄ2に沿って、第１のアパーチャ１０４の断面積Ａ1の約２倍の大きさ又は広さ〜断面積Ａ1の約１２倍の大きさ又は広さに増加してもよい。すなわち、翼形部８０の外面１０２の位置の切抜部１１８の断面積Ａ2は、第１のアパーチャ１０４の断面積Ａ1の約１２倍の大きさ又は広さであってもよく、第２のアパーチャ１１０の第１の端部１１２の位置の切抜部１１８は、第１のアパーチャ１０４の断面積Ａ1の約２倍であってもよい。このように、第１のアパーチャ１０４は、最小断面積Ａ1を有し、第２のアパーチャ１１０は、最小断面積Ａ2を有する。さらに、このような実施形態では、外面１０２の位置の切抜部１１８の出口面積Ａ2は、最小断面積Ａ1より大きくてもよい（例えば、今しがた説明したように第１のアパーチャ１０４の最小断面積の値より大きくてもよい）。他の実施形態では、第１のアパーチャ１０４は、変化する断面積Ａ1を有してもよく、第２のアパーチャ１１０は、一定の断面積Ａ2を有してもよい。このような実施形態では、第１のアパーチャ１０４の最小断面積Ａ1は、同様に第２のアパーチャ１１０の最小断面積Ａ2より小さくてもよい。
【００３８】
上から見て、図６の平面図は、軸線Ｈ−Ｈに位置合わせされた、第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０の中心を示しているが、第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０は位置合わせされなくてもよい。例えば、図７及び図８に示されているように、第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０は、第２のアパーチャ１１０の中心線ＣＬ2が軸線Ｈ−Ｈに揃えられる一方で、第１のアパーチャ１０４の中心線ＣＬ1は異なる軸線Ｉ−Ｉに揃えられるように形作られてもよい。
【００３９】
さらに、切抜部１１８の各々は、中心１２２を有してもよく、図５及び図６に示されている実施形態などの実施形態では、プライ９８の切抜部１１８の各々は、切抜部１１８の各々の中心１２２が第２の方向Ｄ2に沿って中心１２２の各々に位置合わせされるように位置合わせされてもよい。しかしながら、他の実施形態では、切抜部１１８は、第２の方向Ｄ2に関して及び／又は軸線Ｈ−Ｈに関して互いにずらされてもよい。例えば、図９及び図１０に示されているように、あるプライの切抜部１１８の中心１２２は、連続する及び／又は直前のプライの切抜部１１８の中心１２２からずらされてもよい。すなわち、中心１２２は、図４及び図５に示されているように位置合わせされてもよいが、反対に、図９及び図１０に示されているようにずらされてもよい。
【００４０】
図９及び図１０にさらに示されているように、第２の複数のプライ９８の互いに隣接するプライの切抜部１１８は、異なる形状及び／又は断面を有してもよい。より詳細には、図５は、同じ概ね矩形の又は錠剤状の形状を有し、かつ断面積が一定に増加又は減少するものとして切抜部１１８を示している。しかしながら、他の実施形態では、互いに隣接する切抜部１１８は、同じ断面積及び／又は異なる形状を有してもよい。さらに他の実施形態では、切抜部１１８の断面積の変化は一定でなくてもよい。例として、プライＡの切抜部１１８は、断面積ＡAを有してもよく、隣接するプライＢの切抜部１１８は、断面積ＡBを有してもよく、プライＣ（プライＢに隣接する）の切抜部１１８は、断面積ＡCを有してもよい。図９を参照すると、プライＡの切抜部１１８の断面積ＡAは、プライＢの切抜部１１８の断面積ＡBとほぼ等しくてもよいが、プライＣの切抜部１１８の断面積ＡCは、断面積ＡA及びＡBより小さくてもよい。図１０に示されている別の例として、プライＢの切抜部１１８の断面積ＡBは、プライＡの切抜部１１８の断面積ＡA及びプライＣの切抜部１１８の断面積ＡCの両方より広くてもよい又は大きくてもよい。このように、図９及び図１０に示されている実施形態では、第２の方向Ｄ2に沿った、プライＡ〜プライＣの切抜部１１８の断面積の変化は一定ではない。
【００４１】
先ほど説明したように、翼形部８０は、第１の複数のプライ９６及び第２の複数のプライ９８から形成されてもよい。図１１は、翼形部８０を製造するための例示的な方法８００を示すチャートを提供している。例示的な方法８００のステップ８０２において、第１の複数のプライ９６がレイアップされる（例えば、レイアップ用の工具、マンドレル、又は型の中又は上に）。ステップ８０２として大まかに示されているレイアップ中に、所望の構成要素の形状が、予備成形品を製造するために形成されてもよい。したがって、レイアップステップ又はこの工程の一部は、レイアップ予備成形ステップと呼ばれ得る。レイアップ予備成形ステップは、結果として得られるＣＭＣ構成要素又は結果として得られるＣＭＣ構成要素の一部（例えば、ＣＭＣ翼形部８０の第１の部分９２）の所望の形状を形成するために多数のプライ又は構造（マトリックス材料に予備含浸したプライ（プリプレグ）又はプリプレグテープなど）を積層することを含んでもよい。層は、ＣＭＣ構成要素の前駆体であるレイアップ又は予備成形品を形成するために積み重ねられる。このように、ガスタービンエンジンの翼形部を形成するための例示的な方法８００において、レイアップ予備成形ステップ８０２は、第１の部分９２の予備成形品を形成するためにＣＭＣ材料をレイアップすることを含む。
【００４２】
第１の複数のプライ９６を備える第１の部分の予備成形品は、ステップ８０４において処理される（例えば、オートクレーブで硬化される）。第１の複数のプライ９６が処理された後、第２の複数のプライ９８が、ステップ８０６に示されているように、第１の部分９２上にレイアップ又は組織化されてもよい。次に、ステップ８０８に示されているように、第２の複数のプライ９８及び第１の部分９２は、第１の部分９２及び第１の部分９２に隣接する第２の部分９４を有する翼形部８０を形成するために処理されてもよい（例えば、オートクレーブで硬化されてもよい）。さらに、プライ９８及び第１の部分９２を処理した後、翼形部８０はまた、所望に応じて（例えば、翼形部８０の完成形状を形成する又は形作るために）仕上げ加工されてもよい。
【００４３】
上で説明したように、冷却アパーチャ１２０は、翼形部８０の第１の部分９２及び第２の部分９４を貫通して形作られてもよい。より具体的には、第１のアパーチャ１０４は、第１の部分９２に内面１００から第２の部分９４まで形作られてもよく、第２のアパーチャ１１０は、第２の部分９４に第１の部分９２から外面１０２まで形作られてもよい。一緒に、第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０は、内面１００から外面１０２まで延在する冷却アパーチャ１２０を形作る。このようにして、翼形部８０内からの冷却流体の流れは、翼形部８０の外面１０２に向けられ得る。
【００４４】
方法８００の一実施形態では、第１の部分９２は、第１のアパーチャ１０４を有するようにその未加工状態（ｇｒｅｅｎ  ｓｔａｔｅ）で機械加工されてもよい。より詳細には、処理後（例えば、オートクレーブ処理後）、翼形部８０の第１の部分９２は、未加工状態にあり、第１のアパーチャ１０４は、その未加工状態の第１の部分９２を貫通して穿孔、機械加工、又は形成されてもよい。方法８００の別の実施形態では、プライ９６がレイアップされる前に、第１の複数のプライ９６の各プライが、第１の複数のプライ９６の各プライに切抜部１１８を有するように切り抜かれてもよい。次に、各プライに切抜部を有するプライ９６が、翼形部８０の第１の部分９２を形成するためにレイアップされ、処理されてもよい。切抜部１１８は、第１の部分９２を貫通する第１のアパーチャ１０４を形作る。第２のアパーチャ１１０も同様に、第２の複数のプライ９８の各プライに切抜部１１８を形作ることによって第２の部分９４に形作られてもよい。例えば、プライ９８が第１の部分９２上にレイアップされる前に、各プライが、第２の複数のプライ９８の各プライに切抜部１１８を有するように切り抜かれてもよい。第１の部分９２上に第２の複数のプライ９８をレイアップさせる又は組織化させる際に、切抜部１１８は、第１の部分９２及び第２の複数のプライ９８を貫通する冷却アパーチャ１２０を形作るように第１のアパーチャ１０４に対して配置される。一部の実施形態では、切抜部１１８は、第２のアパーチャ１１０を形作るように位置合わせされてもよいし、或いは、互いに隣接する切抜部１１８は、第２のアパーチャ１１０を形作る際に互いにずらされてもよい。さらに、プライ９６及び／又は９８がその中に切抜部を有するように切り抜かれる実施形態では、ガーバーテクノロジー（Ｇｅｒｂｅｒ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ）（コネチカット州トランド郡）の高精度のガーバーカッター（Ｇｅｒｂｅｒ  ｃｕｔｔｅｒ）が、プライを切り抜くために使用されてもよい。しかしながら、プライ９６、９８に切抜部を形作るための別の種類のカッター又は他の手段もまた使用され得る。
【００４５】
言うまでもなく、第１のアパーチャ１０４及び第２のアパーチャ１１０を形作ることは、説明したのとは異なる、方法８００内の他の時点で行われてもよいことが認識されよう。例えば、プライ９８は、第１の複数のプライ９６が処理されているときに又は第１の複数のプライ９６が第１の部分９２を形成するためにレイアップされる前に切り抜かれてもよい。別の例として、プライ９６、９８は、レイアップ工程の一部として切り抜かれてもよい（例えば、プライ９６、９８は、レイアップされるときに切り抜かれてもよい）。
【００４６】
方法８００は、単なる例として提供されており、一部のステップ又は方法８００の一部が別の順序で実行されてもよいことが認識されよう。さらに、翼形部８０を製造又は形成する他の方法もまた使用され得る。詳細には、他の処理サイクル（例えば、ＣＭＣプライを硬化させるための他の既知の方法又は技術を利用する）が使用されてもよい。さらに、翼形部８０は、さらに追加の工程にかけられてもよい（例えば、翼形部８０は、溶融含浸工程又は化学蒸気浸透工程を経てもよい）。さらに又は或いは、方法８００は、セラミックマトリックスを得るために焼かれるプレセラミックポリマーのマトリックスの使用又は前述のもしくは他の既知の工程の任意の組合せを含んでもよい。
【００４７】
この記載された説明では、最良の態様を含めて本発明を開示するために、さらには、任意の当業者が任意の装置又はシステムの製造及び使用並びに任意の組み込み方法の実行を含めて本発明を実施することを可能にするために、例が使用されている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定されており、また、当業者によって想到される他の例を含み得る。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を含む場合又は特許請求の範囲の文言と実質的に異ならない均等な構造的要素を含む場合に、特許請求の範囲内にあることが意図されている。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０）のための翼形部（８０）であって、
翼形部（８０）の内面（１００）を形作る第１の部分（９２）であって、セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライ（９６）から形成される第１の部分（９２）と、
翼形部（８０）の外面（１０２）を形作る第２の部分（９４）であって、セラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライ（９８）から形成される第２の部分（９４）と
を備え、
第１の部分（９２）及び第２の部分（９４）が、翼形部（８０）の内面（１００）から外面（１０２）まで延在する非見通し冷却アパーチャ（１２０）を有する翼形部（８０）。
［実施態様２］
第１の部分（９２）が、第１のアパーチャ（１０４）を有し、第２の部分（９４）が、第２のアパーチャ（１１０）を有し、第１のアパーチャ（１０４）及び第２のアパーチャ（１１０）が、冷却アパーチャ（１２０）を形成する、実施態様１に記載の翼形部（８０）。
［実施態様３］
第２のアパーチャ（１１０）と外面（１０２）との間に表面角（α）が形作られ、表面角（α）が、４５°未満である、実施態様２に記載の翼形部（８０）。
［実施態様４］
第１のアパーチャ（１０４）が、第１の最小断面積（Ａ1）を有し、第２のアパーチャ（１１０）が、第２の最小断面積（Ａ2）を有し、第１の最小断面積（Ａ1）が、第２の最小断面積（Ａ2）よりも小さい、実施態様２に記載の翼形部（８０）。
［実施態様５］
第１の複数のプライ（９６）の各プライが、切抜部（１１８）を有し、複数の切抜部（１１８）が、第１のアパーチャ（１０４）を形作る、実施態様２に記載の翼形部（８０）。
［実施態様６］
第２の複数のプライ（９８）の各プライが、切抜部（１１８）を有し、複数の切抜部（１１８）が、第２のアパーチャ（１１０）を形作る、実施態様２に記載の翼形部（８０）。
［実施態様７］
第２の複数のプライ（９８）の切抜部（１１８）の断面積が、第２のアパーチャ（１１０）の第１の端部（１１２）から第２のアパーチャ（１１０）の第２の端部（１１４）にかけて増加する、実施態様６に記載の翼形部（８０）。
［実施態様８］
切抜部（１１８）の各々が、中心（１２２）を有し、切抜部（１１８）の中心（１２２）が、第２の方向（Ｄ2）に沿って位置合わせされる、実施態様６に記載の翼形部（８０）。
［実施態様９］
切抜部（１１８）の各々が、中心（１２２）を有し、ある切抜部（１１８）の中心（１２２）が、隣接する切抜部（１１８）の中心（１２２）からずらされる、実施態様６に記載の翼形部（８０）。
［実施態様１０］
ガスタービンエンジン（１０）のための翼形部（８０）であって、
翼形部（８０）の内面（１００）を形作る第１の部分（９２）であって、セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライ（９６）から形成される第１の部分（９２）と、
翼形部（８０）の外面（１０２）を形作る第２の部分（９４）であって、セラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライ（９８）から形成される第２の部分（９４）と
を備え、
第１の部分（９２）が、第１のアパーチャ（１０４）を有し、第２の部分（９４）が、第２のアパーチャ（１１０）を有し、第１のアパーチャ（１０４）及び第２のアパーチャ（１１０）が、異なる方向に沿って延在し、
第１のアパーチャ（１０４）及び第２のアパーチャ（１１０）が、内面（１００）から外面（１０２）まで翼形部（８０）を貫通する連続通路を形成する冷却アパーチャ（１２０）を形作り、
第２のアパーチャ（１１０）と外面（１０２）との間に表面角（α）が形作られ、表面角（α）が、４５°未満である翼形部（８０）。
［実施態様１１］
第１のアパーチャ（１０４）が、第１の最小断面積（Ａ1）を有し、第２のアパーチャ（１１０）が、第２の最小断面積（Ａ2）を有し、第１の最小断面積（Ａ1）が、第２の最小断面積（Ａ2）よりも小さい、実施態様１０に記載の翼形部（８０）。
［実施態様１２］
第２の複数のプライ（９８）の各プライが、切抜部（１１８）を有し、切抜部（１１８）の断面積が、第１の部分（９２）から外面（１０２）にかけて増加し、複数の切抜部（１１８）が、第２のアパーチャ（１１０）を形作る、実施態様１０に記載の翼形部（８０）。
［実施態様１３］
ガスタービンエンジン（１０）のための翼形部（８０）を形成するための方法であって、
セラミックマトリックス複合材料の第１の複数のプライ（９６）をレイアップするステップと、
翼形部（８０）の第１の部分（９２）を形成するために第１の複数のプライ（９６）を処理するステップと、
セラミックマトリックス複合材料の第２の複数のプライ（９８）をレイアップするステップであって、第２の複数のプライ（９８）が、翼形部（８０）の第１の部分（９２）上にレイアップされるステップと、
第１の部分（９２）に隣接する、翼形部（８０）の第２の部分（９４）を形成するために第２の複数のプライ（９８）及び第１の部分（９２）を処理するステップであって、第１の部分（９２）及び第２の部分（９４）が、非見通し冷却アパーチャ（１２０）を有するようになるステップと
を含む方法。
［実施態様１４］
第１の部分（９２）が、第１のアパーチャ（１０４）を有し、第２の部分（９４）が、第２のアパーチャ（１１０）を有し、第１のアパーチャ（１０４）及び第２のアパーチャ（１１０）が、冷却アパーチャ（１２０）を形成する、実施態様１３に記載の方法。
［実施態様１５］
第１の部分（９２）上に第２の複数のプライ（９８）をレイアップするステップの前に、第１の部分（９２）を貫通する第１のアパーチャ（１０４）を形作るステップであって、第１のアパーチャ（１０４）が、第１の部分（９２）を機械加工することによって形作られるステップをさらに含む、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１６］
第１の複数のプライ（９６）の各プライに切抜部（１１８）を形作るステップであって、切抜部（１１８）が、第１のアパーチャ（１０４）を形作るステップをさらに含む、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１７］
第２の複数のプライ（９８）の各プライに切抜部（１１８）を形作るステップであって、切抜部（１１８）が、第２のアパーチャ（１１０）を形作るステップをさらに含む、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１８］
第２の複数のプライ（９８）の切抜部（１１８）が、第２のアパーチャ（１１０）を形作るように位置合わせされる、実施態様１７に記載の方法。
［実施態様１９］
第１のアパーチャ（１０４）が、第１の方向（Ｄ1）に沿って延在し、第２のアパーチャ（１１０）が、第２の方向（Ｄ2）に沿って延在し、第１の方向（Ｄ1）が、第２の方向（Ｄ2）と異なる、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様２０］
第２の部分（９４）が、翼形部（８０）の外面（１０２）を形作り、第２のアパーチャ（１１０）と外面（１０２）との間に表面角（α）が形作られ、表面角（α）が、４５°未満である、実施態様１４に記載の翼形部（８０）。
【符号の説明】
【００４８】
１０  高バイパスターボファンジェットエンジン、ターボファン、ガスタービンエンジン
１２  長手方向軸線又は長手方向中心線
１４  ファンセクション
１６  コアタービンエンジン
１８  外側ケーシング
１９  ケーシングの内面
２０  環状入口
２２  低圧圧縮機
２４  高圧圧縮機
２６  燃焼セクション
２８  高圧タービン
３０  低圧タービン
３２  ジェット排気ノズルセクション
３４  高圧シャフト／スプール
３６  低圧シャフト／スプール
３８  可変ピッチファン
４０  ファンブレード
４２  ディスク
４４  駆動部材
４６  パワーギヤボックス
４８  前方ナセル
５０  ファンケーシング又は外側ナセル
５２  出口ガイドベーン
５４  下流セクション
５６  バイパス空気流路
５８  空気
６０  入口
６２  空気の第１の部分
６４  空気の第２の部分
６６  燃焼ガス
６７  ノズル、タービンノズルセグメント
６７ａ  ノズルの外側帯
６７ｂ  ノズルの内側帯
６８  ＨＰタービンステータベーン
７０  ＨＰタービンロータブレード
７２  ＬＰタービンステータベーン
７４  ＬＰタービンロータブレード
７６  ファンノズル排気セクション
７８  高温ガス通路
８０  ＣＭＣ翼形部
８２  正圧面
８４  負圧面
８６  ブレード根元
８７  ブレード先端
８８  ブレード前縁
８９  突出部
９０  ブレード後縁
９２  第１の部分
９４  第２の部分
９６  第１の複数のプライ
９８  第２の複数のプライ
１００  内面
１０２  外面
１０４  第１のアパーチャ
１０６  第１の端部
１０８  第２の端部
１１０  第２のアパーチャ
１１２  第１の端部
１１４  第２の端部
１１６  空洞
１１８  切抜部
１２０  冷却アパーチャ
１２２  切抜部の中心
Ｒ  半径方向
Ａ  軸方向、軸線方向
Ｍ  周方向
Ｓ  ブレード翼幅
Ｃ  翼弦
Ｗ  ブレード幅
Ｄ1  第１の方向
Ｄ2  第２の方向
α  表面角
Ａ1  第１の断面積、最少断面積
Ａ2  第２の断面積、最少断面積、出口面積
Ｌ1  第１のアパーチャの長さ
Ｌ2  第２のアパーチャの長さ
Ｆ  冷却流体の流れ
【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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【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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【外国語明細書】
2017190775000001.pdf