(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
各々が基体材料よりなり且つ少なくとも１つの接着面を備えた複数の副構造体から燃焼タービンの部品を形成する方法であって、
（ａ）各副構造体の接着面を切削して酸化物を除去し、
（ｂ）融点を有する融点降下剤を含んだ接着材の層をスパッタリング付着法により少なくとも１つ副構造体の接着面に適用し、
（ｃ）各副構造体の対向接着面を接着材の層が対向接着面間に位置するようにして互いに接触させて各副集合体から部品を組み立て、
（ｄ）副集合体の組み立てにより形成した部品を該融点よりも高い温度の環境にさらすことにより、融点降下剤が副構造体の基体材料中に拡散して接着材を固化させ、副構造体の対向接着面を接着する工程より成り、
接着面に接着材の層を適用する工程の前に、少なくとも１つの副構造体の接着面にマスクを施して接着面の選択された部分だけに接着材が適用されるようにする工程をさらに含むことを特徴とする燃焼タービン部品の形成方法。
【請求項２】
切削工程は、各副構造体の接着面の電気化学的切削よりなる請求項１の方法。
【請求項３】
切削工程は各副構造体の接着面の微細切削よりなる請求項１の方法。
【請求項４】
接着材は副構造体の基体材料と同一の材料よりなる請求項１の方法。
【請求項５】
副構造体の基体材料はニッケル系の合金よりなる請求項４の方法。
【請求項６】
融点降下剤はホウ素よりなる請求項５の方法。
【請求項７】
接着面にマスクを施す工程の後に、接着面をスパッタリング・エッチングして接着面の選択部分から酸化物を除去する工程をさらに含む請求項１の方法。
【請求項８】
複数の副構造体から燃焼タービンの部品を形成する方法であって、（ａ）翼桁副構造体を形成し、
（ｂ）表皮を構成する、各々が接着面を有する複数の面板副構造体を形成し、
（ｃ）翼桁副構造体上に、各々が外表面を有し、外表面から酸化物が除去された複数のピン形フィンを切削し、
（ｄ）スパッタリング付着法により、表皮を構成する面板副構造体の接着面に融点を有する融点降下剤を含む接着材の層を適用し、
（ｅ）翼桁副構造体上に、接着材を介在させて接着面が一群のピン形フィンの外表面と接触する、表皮を構成する面板副構造体を組み込み、
（ｆ）組み込みの完了した副構造体を前記融点よりも高い温度の環境にさらすことにより、融点降下剤が翼桁副構造体に拡散し、表皮を構成する面板副構造体及び接着材が固化してピン形フィンと表皮を構成する面板副構造体の接着面との間が接合されるようにする工程より成る燃焼タービンの部品の形成方法。
【請求項９】
切削工程は電気化学的切削よりなる請求項８の方法。
【請求項１０】
切削工程は微細切削よりなる請求項８の方法。
【請求項１１】
接着面に接着材の層を適用する工程の前に、表皮を構成する面板副構造体の接着面に、翼桁副構造体上のピン形フィンの配列に対応する複数の開口を有するマスクを施し、接着材の層を接着面に適用した後で接着面からマスクを取り外す工程をさらに含む請求項８の方法。
【請求項１２】
接着材の層を接着面に適用する前に、マスクを施した接着面をスパッタリング・エッチングする工程をさらに含む請求項１１の方法。
【請求項１３】
スパッタリング・エッチング工程において接着面をアルゴンイオンにより照射する請求項１２の方法。
【発明の詳細な説明】
発明の属する技術分野
本発明は、所望の寿命全体を通して高温運転環境のもとで構造的健全性及び性能レベルを維持するように燃焼タービンの高温部の部品を形成する方法に関する。本発明は特に、それ程複雑でなく、薄く且つ鋳造性の高い複数部分の選択した表面に過渡液相接着材（transient liquid phase bond material）を適用して接着表面を接合することにより、かかる複数部分から所望の構造を有する複雑なタービン部品を形成する方法に関する。
燃焼タービンの燃焼温度は、システム全体の熱効率及び最大エネルギー出力を増加させようとする努力の結果、これまで着実に上昇している。しかしながら、タービンの部品の構成、特にタービン静翼及び動翼のようなタービン高温部の高い燃焼温度に露されるこれら部品の開発は、それに歩調を合わせて進展していない。高温部の部品が高温環境に露されると、部品の機械的健全性が減少し、部品の寿命が短くなる。そのため、当該技術分野において知られるように、動翼及び静翼内に冷却機構を設けて高温部の部品に冷却空気または冷却蒸気を流すことにより、部品の熱的劣化を最小限に抑えている。
燃焼タービンの動翼及び静翼を、実質的に２つの部分からなるような、即ち動翼の所望の空力的翼形を構成する薄い表皮が翼桁を覆うような設計にすることが知られている。冷却機構をこれら動翼内に効果的に形成するために、表皮と翼桁の間にピン形フィン（またはタブ）を形成し、表皮がピン形フィンにより翼桁に機械的に結合されるようにすることが知られている。静翼及び動翼内に既知の態様で冷却空気を供給するようにして、ピン形フィン間の空間が表皮の内側表面全体に亘り冷却空気が流れるチャンネルを形成するようにする。
しかしながら、動翼及び静翼の寸法及び幾何学的制約により、燃焼タービンの部品においてこれらのピン型冷却機構を効果的に実現することが不可能であった。
例えば、空力的翼形の動翼及び静翼を形成する１つのアプローチとして、翼桁と表皮を別個の鋳造部品として形成し、表皮を翼桁に装着する。しかしながら、組立て時、表皮が変形してこれら部品を構成する単結晶の合金が再結晶するかまたは方向性固化合金に粒界割れが生じるため、問題がある。加えて、部品の断面積が大きいため、これらの動翼及び静翼を形成するにあたり、所望の単結晶または方向性固化微細構造を成長させるに必要な高い温度勾配を鋳造物の固化界面に維持するのが困難であるという別の問題がある。
また、空力的翼形の最終部品を形成するため後で接着される、各々が複雑でない形状の鋳造品である、複数の小さい部品または副構造体から、空力的翼形のタービン部品を形成することも知られている。部品の構造全体のうちの副構造体部分は、公知の過渡液相接着（ＴＬＰ）法により結合される。この方法に用いる接着材は、一般的に、部品の基体材料と同じ材料特性を有しホウ素のような融点降下剤を含有する合金である。本発明では、「融点降下剤」は、接着材に取り込まれるとその接着材の融点温度を降下させる材料を意味する。接着材は、接合すべき特定の副構造体の対向表面間に位置させる。その後、接合部を既知の態様で加熱して接着材を融解させると、ホウ素が部品の基体材料中に拡散して、固化するが、これは等温的に行える。この過渡液相接着法により部品を接合すると、単結晶及び方向性固化結晶合金組成物だけでなく、この方法を使用しない場合溶接作業時に割れを生じることのある等軸合金組成物を接着することができる。
しかしながら、この既知の過渡液相接着法には、工程が複雑で、時間がかかり過ぎ、高コストであるという幾つかの欠点がある。接着材は、粉末状または箔状で、接合すべき部品の表面に適用する。接着材の粉末を用いる場合、結合剤を接着面に入念に付着させることにより、接着材が融解する前に粉末が散乱しまた散逸しないようにする。この結合剤を部品の接着面に固定するために或る結合剤を使用できるが、この結合剤が熱分解すると、接着作業を還元性雰囲気中で行う場合は一般的に炭化物、また酸化性雰囲気中で行う場合は酸化物である、好ましくない残留物が生じることが知られている。さらに、部品上の接着材粉末は大きい表面積を有するため、接着作業時接着材及び基体材料が望ましくない酸化を生じ、問題がある。
接着材として箔状のものを用いると、公知の過渡液相接着法に付随する別種の問題が生じる。箔は、厚く（約２５−１００ミクロン）、一般的に展性が低いため、接着のために適用する部品表面に合致させるに必要な形状に正確に切断するのが困難である。加えて、箔は取扱い中に裂けたり、小部分が欠落することもある。厚い箔を用いると、最終的な部品の基体に高レベルの融点降下剤が導入されるため、基体材料の初期融点が望ましくない程度に降下する。最後に、厚い箔は長い均質化期間を必要とし、接着微細構造を劣化させることが多い。
公知の過渡液相接着法による複雑な空力的形状部品の形成には、別の問題があることが知られている。接着面に存在する望ましくない酸化物の層を破壊するとともに接合部の液化接着材がより均一に分布されるようにするために、接着すべき部品に圧力を加えるのが一般的である。この圧力により、接着領域の厚さが最小限に抑えられる。しかしながら、部品の形状が複雑な場合、接着部分全体に亘り均一な圧力を加えることは困難である。また、単結晶構造の合金に高い圧力を加えると再結晶が生じる可能性があるため、望ましくない。
箔状及び粉末状の接着材を用いる場合に生ずる問題を解消するため、スパッタリング付着法により、接着材を接合すべき部品の副構造体の表面に付着させて、複雑な構造の部品を形成しようとする試みがある。過渡液相接着法による合金のスパッタリング付着前に、アルゴンイオンを照射することによって接着面を浄化し、望ましくない酸化物の層を除去する。しかしながら、この方法は全体的形状が単純な小型部品の形成についての実施が知られているに過ぎない。しかしながら、この方法は、多くの理由により、燃焼タービンの動翼及び静翼のような大型で複雑な部品の形成に有効であるとは立証されていない。
公知のＴＬＰ法の高温浸透工程時に接着材の層を適用する部品の副構造体の表面を重力に対して直角に配置できないと、この液相物は重力により流動することになる。その結果、接合される副構造体の上方に位置する領域では接着材が不足して、これらの領域で得られる接合が弱いものとなる。接着材が副構造体の底の部分に溜って過剰になると、部品の最終的な寸法が変化するとともにこの領域の冷却通路が詰まってしまうことがある。さらに、表皮の表面全体を接着合金で覆う場合、スパッタリング付着された被膜の背後に、融点降下剤（例えば、ホウ素）が拡散できる超合金基体材料が少量存在するに過ぎなくなる。そのため、融点降下剤が表皮から翼桁内へ、また連結フィンに全体に拡散するように高温浸透工程を長時間実施しないかぎり、表皮が軟化または融解してしまうことがある。最後に、公知のスパッタリング付着法では、部品の副構造体の対向表面を接合するために接着材をその副構造体の小さな表面部分に適用すれば充分である場合でも、副構造体の大きな表面全体を被覆せざるを得ない場合がある。基体の非接着領域に過剰な被膜が形成されると、最終的な動翼及び静翼の設計に使用する融点降下剤の量が増やす必要があるため、部品の材料特性が悪影響を受ける。
従って、現在、燃焼タービンの高温部部品を、所望の寿命全体に亘り高温運転環境の下でその部品の構造的健全性及び性能レベルを維持するように形成する改良型方法が要望されている。
課題を解決するために手段
従って、本発明の一般的な目的は、燃焼タービンの高温部部品を、所望の寿命全体に亘り高温運転環境の下で構造的健全性及び性能レベルを維持するように形成する改良型方法を提供することにある。
本発明の上記及び他の目的は、各々が基体材料よりなり且つ少なくとも１つの接着面を備えた複数の副構造体から燃焼タービンの部品を形成する方法であって、（ａ）各副構造体の接着面を切削して酸化物を除去し、（ｂ）融点を有する融点降下剤を含んだ接着材の層をスパッタリング付着法により少なくとも１つ副構造体の接着面に適用し、（ｃ）各副構造体の対向接着面を接着材の層が対向接着面間に位置するようにして互いに接触させて各副集合体から部品を組み立て、（ｄ）副集合体の組み立てにより形成した部品を該融点よりも高い温度の環境にさらすことにより、融点降下剤が副構造体の基体材料中に拡散して接着材を固化させ、副構造体の対向接着面を接着する工程より成り、接着面に接着材の層を適用する工程の前に、少なくとも１つの副構造体の接着面にマスクを施して接着面の選択された部分だけに接着材が適用されるようにする工程をさらに含むことを特徴とする燃焼タービン部品の形成方法により達成される。
【図面の簡単な説明】
図１Ａ−１Ｆは、本発明による翼桁／プラットホーム副構造体の組立体を示す。
図２Ａ−２Ｃは、本発明に従って電気化学的切削を行うことにより翼桁上にタブを形成する態様を示す。
図３は、本発明に従ってスパッタリング付着法によりＴＬＰ接着材の層を面板副構造体に適用する第１の実施例を示す。
図４は、本発明に従ってスパッタリング付着法によりＴＬＰ接着材の層を面板副構造体に適用する第２の実施例を示す。
図５Ａ−５Ｃは、本発明に従って面板副構造体を翼桁副構造体上に組み込む第１の実施例を示す。
図６Ａ−６Ｃは、本発明に従って面板副構造体を翼桁副構造体上に組み込む第２の実施例を示す。
発明の実施の形態
本発明は、例えば、ガスタービン、燃焼タービン及び空気ジェットエンジンの高温部に用いる機械的基体部分をそれらの寿命が延びるように形成する改良型方法を提供する。本発明により形成可能なタービン部品の例として、ガスタービンの燃焼器、移行部、動翼及び静翼がある。
図面を参照して、図１Ａ−１Ｆは、本発明による翼桁／プラットホーム副構造体の組立体を示す。翼桁１０は、翼桁／プラットホーム副構造体の組立体１４を形成するように、複雑でない形状のプラットホーム１２の一部と共に鋳造されている。本発明の方法によると、翼桁を、最初に、最終的な所望の翼桁構造とほぼ同一の形状に鋳造することができるが、その際、鋳造品に厳格な寸法公差が要求されることはない。プラットホームの残部は、プラットホーム副構造体１６，１８として別個に鋳造する。翼桁／プラットホーム副構造体１４及びプラットホーム副構造体１６，１８は，以下に説明する方法に従って、所望の翼桁／プラットホーム構造体の最終形状が得られるように接合する。
翼桁／プラットホーム副構造体１４とプラットホーム副構造体１６，１８とは、これら各副構造体の選択した接着面を接着することにより接合する。好ましい実施例では、接着前に、翼桁／プラットホーム副構造体１４の接着面２０のような各接着面を電気化学的に切削してこれらの表面から酸化物の層を除去する。別法として、電気放電切削法または他の既知の切削法により接着面から酸化物を除去することも可能である。また、切削作業時に副構造体の寸法公差を得ることもできる。当該技術分野において知られるように、従来のＴＬＰ法では、接着時に、部品の副構造体に圧力を加えることにより、接着面上の酸化物の層を破壊して接着材を基体の表面に接触させることが必要であった。しかしながら、接着時に大きな圧力を副構造体に加えると、形成される部品に構造的な損傷が生じる危険があるということが知られている。本発明によると、副構造体の対向接着面を接着前に電気化学的または電気放電により切削するため、酸化物の層を除去する接着前のこの表面調製工程により、接着時に副構造体に圧力を加える必要が減少するか或いはこれが不要になる。
電気化学的及び電気放電による切削とは別の方法として、微細切削法（micromachining）を用いて接着面から酸化物の層を除去すると共に副構造体の寸法公差を満足させることができる。微細切削法は、従来の切削法と似ているが、寸法公差をミクロンのレベルまで、また表面粗さをナノメータまで実現できることが知られている。
図１Ｃに示すように、接着すべき副構造体の接着面を切削した後、副構造体の接着面にＴＬＰ接着層２２をスパッタリング付着法により適用する。スパッタリング付着法による接着面への接着層の適用前に、スパッタリング装置の極性を公知の態様で逆転させて、切削工程とスパッタリング付着工程との間に接着面に形成されるかもしれない酸化物をスパッタリング・エッチング法により除去することが可能である。
ＴＬＰ接着材は、好ましくは、副構造体の基体合金と同一またはそれに類似の合金よりなり、ＴＬＰ接着剤と呼ぶ融点降下剤が添加されている。本発明により形成可能な燃焼タービンの動翼及び静翼は、一般的に、ニッケル系の超合金により作られているが、本発明はこれらの超合金製の動翼及び静翼に限定されない。融点降下剤は好ましくはホウ素であり、別の融点降下剤として珪素がある。
公知のスパッタリング付着法では、副構造体の接着面上に、ＴＬＰ接着材の層を、約１０ミクロンまでの実質的に均一の厚さに適用することが可能である。以前、従来、副構造体の接着面に適用可能であった箔状の接着材の厚さは約５０ミクロンであった。ＴＬＰ接着時における液相接着材の均質化期間は接着材の量に応じて異なるため、また従来の方法による均質化期間は一般的に半日から１週間であるため、接着材をスパッタリングにより接着面へ付着させると、最終的な部品形成に要する時間が著しく減少する。加えて、スパッタリング付着法は接着工程に用いる融点降下剤の量を減少させるため、最終的な動翼及び静翼の形成に要する融点降下剤の量が減少する。
図１Ｄに示すように、ＴＬＰ接着材を接着すべき副構造体の接着面に適用した後、ＴＬＰ接着層を適用したプラットホーム副構造体１６，１８の接着面２４を翼桁／プラットホーム副構造体の接着面２２に整列させる。図１Ｅを参照して、これらの副構造体を、その後、接着材の層が接合部２５の副構造体の対向接着面間に介在するようにして結合する。次いで、接合されたこの部品構造体を酸素の存在しない炉の中で高温の熱浸透環境に所定時間さらすことにより、接着材中の融点降下剤の作用で接着材が融解して液相となり、融点降下剤が基体の超合金中に拡散するようにする。熱浸透工程の間、超合金基体材料が熱浸透状態による悪影響を特に受けることはなく、また基体の超合金の化学的組成及び微細構造も実質的に維持される。融点降下剤が基体材料中に拡散するにつれて、接着材が固化し、部品の副構造体の対向表面間に接合構造が形成される。図１Ｆに示すように、熱浸透工程の後、所望の最終的形状を有する一体的な翼桁／プラットホーム組立体２６が形成され、本発明の方法に従って表皮を接着できる状態となる。
図２Ａ−２Ｃを参照して、翼桁上に表皮副構造体を接着する前に、電気化学的または電気放電により切削して翼桁上にピン形フィンまたはタブを形成する。図２Ａに略示する電気化学的切削装置３０を、翼桁１０の外表面の一部に接触させる。この電気化学的切削装置３０により翼桁の外表面の一部を切削すると、翼桁の最終的外表面３４にその表面から廷びる複数のピン形フィン３２が残る。この電気化学的切削工程は、所望形状のピン形フィン３２と、所望の翼桁外表面３６とが得られるように、翼桁の隣接部分に亘り繰り返し行う。翼桁外表面の一部に亘って繰り返し実施する電気化学的切削工程により、翼桁の最終的外表面３４から延びる複数の表皮取付けリブ３６が残る。翼桁の最終的外表面３４上にピン形フィン３２だけでなくて表皮取付けリブ３６を形成すると、以下に述べる態様で表皮を翼桁に接着する取付け面が得られ、また表皮の表面下に冷却用流体を流すことのできるチャンネル３８が形成される。
電気化学的切削装置３０は、翼桁の最終的外表面３４、ピン形フィン３２及び表皮取付けリブ３６の外表面から酸化物を除去すると共に翼桁の設計に必要な寸法公差を与える。当業者は、図示した電気化学的切削装置の一般的な表示を理解できるであろう。電気化学的切削法だけでなく上記の切削工程の実施に必要な装置はよく知られており、所望形状の部品を得るために当業者が使用できるものである。
タービンの動翼及び静翼の複雑な全体的形状を有する表皮は、複数の簡単な幾何学的形状の表皮副構造体として、本発明に従って、ＴＬＰ接着法により、翼桁に固着される。図３は、本発明に従って、スパッタリング付着法により接着材の層を表皮を形成する面板副構造体に適用する第１の実施例を示す。表皮を構成する面板副構造体４０は、上述した態様で複数のピン形フィン及びリブを備えるように切削した翼桁に接着される。最終的な表皮の形状を構成する複数の面板副構造体４０は、簡単な幾何学的形状を有する表皮副構造体としてそれぞれ別個に鋳造可能であるが、表皮の全体構造を一体的な外殻として鋳造した後、複数の簡単な幾何学的形状の面板副構造体４０に分割して、翼桁に固着してもよい。鋳造後、面板を電気化学的に切削して、酸化物を除去すると共に表皮が寸法公差を満足するようにする。
好ましい実施例では、ＴＬＰ接着材の層をスパッタリング付着法により面板の表皮取付け面に適用する。表皮の面板副構造体４０は、図３において略示するように、スパッタリング付着タンク内に配置する。スパッタリング付着装置をまず作動させて、その装置の極性を逆転することにより、アルゴンイオンまたは他の不活性ガスイオンを照射させ、内側の接着面４２からスパッタリング・エッチングにより酸化物を除去する。その後、スパッタリング装置を作動させて、目標４１から接着材の層４４をスパッタリングにより表皮の面板副構造体４０の内側接着面４２に付着させる。叙上のように、面板の内側接着面にスパッタリングにより付着させたＴＬＰ接着材は、好ましくは、ＴＬＰ接着剤としてホウ素を添加したニッケル系組成物である。スパッタリング付着工程の後、接着材を塗布した面板４６は翼桁取付け待機状態にあり、この取付けが終わるとタービン動翼の組立てが完了する。
面板の内側接着面全体に亘って接着材の層を被覆する代わりに、接着材を面板の内側接着面４０の所定箇所に選択的に適用することができる。図４は、本発明に従って面板にＴＬＰ接着材の層をマスクにより選択的に適用する態様を示す。面板の接着面をスパッタリング・エッチングし、その上に接着材をスパッタリング付着する前に、接着面４２にマスクを配置する。このマスクは、好ましくは、面板を接着する翼桁部分の上のピン形フィンの配列に対応する複数の開口５０を有するような構成である。このマスクはまた、面板を接着する翼桁部分の表皮取付けリブの位置に対応する接着面４２の外端縁部を覆わないように構成されている。
この実施例では、面板４０をマスク４８によりスパッタリング・エッチングしてスパッタリング付着タンク内で酸化物を除去すると、マスク４８で覆われない部分だけから酸化物が除去される。同様に、面板の内側接着面上に接着材をスパッタリング付着させる間、マスクにより覆われない部分だけに接着材の層が適用される。従って、スパッタリング付着工程の後、面板からマスクを取り外すと、内側接着面４２に、接着材の複数のアイランド５２だけでなく、接着面の外端縁部に沿って接着材のストリップ状部分が形成される。接着材のアイランド５２は、表皮の各面板副構造体がＴＬＰ接着法により固着される翼桁部分のピン形フィンの配列に対応する。また、接着材のストリップ状部分５４は表皮取付けリブに合致する。
スパッタリング・エッチング工程の間と、それに続く面板内側接着面上への接着材のスパッタリング付着工程の間にはマスク４８が存在するため、接着材のアイランド５２と面板副構造体４０のアイランドに隣接する材料を囲む最終的な翼桁外表面３４の領域には酸化剤が存在する。従って、ホウ素を豊富に含んだ接着材のアイランドが孤立することになり、酸化物が存在するためＴＬＰ接着工程の間この材料は流出しない。従って、本発明に従ってマスクを使用すると、これら副構造体をＴＬＰ接着工程により接合するに要する箇所だけにＴＬＰ接着材を選択的に適用することが可能となる。接着材を所望の表面だけに選択的に適用するためのマスクの使用により、上述したように最終的な部品の構造に悪影響を与えかねない。副構造体への過剰な接着材の適用可能性がなくなる。当業者は、箔状または粉末状の接着材を副構造体の接着面の所定箇所だけに適用して副構造体の隣接領域には適用しないようにする従来技術の方法は、厄介で非常に時間がかかる作業が必要であったことが分かるであろう。
面板の接着面に接着材を一旦適用すると、面板副構造体をＴＬＰ接着を行うために翼桁上のそれぞれの場所に整列させる。図５Ａ−５Ｃは、本発明に従って面板副構造体を翼桁副構造体上に組み込む第１の実施例を示す。内側接着面４２上にＴＬＰ接着材の層４４が適用された各面板副構造体４０を、接着面４２がピン形フィン３２及び表皮取付けリブ３６の外側接着面と接触するように翼桁２６上に配置する。次いで、配置を完了したこれらの副構造体に対して酸素を含まない炉の中で高温ＴＬＰ熱浸透工程を上述した態様で施すことにより、表皮副構造体を翼桁に接着させる。その結果、複雑な空力的翼形を有するＴＬＰ接着済みタービンの動翼６０が得られる。
図６Ａ−６Ｃに示すように、接着材をアイランド５２及びストリップ状部分５４として面板副構造体の接着面上に適用する場合、これらのアイランド及びストリップ状部分を翼桁上の対応するピン形フィン及びリブと整列させてＴＬＰ接着を行う。この実施例に示すように、ＴＬＰ接着材を翼桁のピン形フィン及びリブに適用してもよい。また、この方法は上述した動翼組立体の形成に限定されるものではなく、広範囲の部品の形成に利用可能である。例えば、翼桁副構造体でなくて表皮の面板副構造体に、タービン動翼のピン形フィン及びリブを切削形成するようにしてもよい。
本発明は、その精神または本質的特徴から逸脱することなく他の種々の特定の構成で実現可能なため、本発明の範囲を特定するにあたり上記説明でなくて後記の請求の範囲を参照すべきである。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
0004080001.tif 000003
【図１Ｃ】
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【図１Ｄ】
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【図１Ｅ】
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【図１Ｆ】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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