構成要素上に装着する金属シース10であって、翼弦方向5に延びるノーズ部分160と、前記ノーズ部分160から翼弦方向に延びる第1の側壁166と、前記ノーズ部分160から翼弦方向に延びる第2の側壁162と、を備え、前記第2の側壁162が前記ノーズ部分160に接合されて、前記ノーズ部分160、前記第1の側壁166、及び前記第2の側壁162が前記構成要素の一部を受けることができるキャビティ164を形成するようになる、金属シース10。前記ノーズ部分160がノーズブロック20から機械加工される、請求項1に記載の金属シース10。前記第2の側壁162上の第2の接合面22が、機械加工の前に前記ノーズブロック20上の第1の接合面に接合される、請求項2に記載の金属シース10。前記第1の側壁266上の第3の接合面23が、前記ノーズブロック220上の第4の接合面24に接合される、請求項1に記載の金属シース10。前記第1の側壁266及び前記第2の側壁262がノーズブロック220に接合され、該ノーズブロック220から前記ノーズ部分160が機械加工される、請求項1に記載の金属シース10。前記第1の側壁166の少なくとも一部の厚み51Aが、翼弦方向でテーパー付きである、請求項1に記載の金属シース10。前記第2の側壁162の少なくとも一部の厚み61が、翼弦方向でテーパー付きである、請求項1に記載の金属シース10。前記第2の側壁162が、拡散接合を用いて前記ノーズ部分160に接合される、請求項1に記載の金属シース10。前記第1の側壁166が、拡散接合を用いて前記ノーズ部分160に接合される、請求項1に記載の金属シース10。前記金属シース10が、スパン方向で延びる、請求項1に記載の金属シース10。1つの態様において、構成要素上に装着する金属シースは、翼弦方向に延びるノーズ部分と、ノーズ部分から翼弦方向に延びる第1の側壁と、ノーズ部分から翼弦方向に延びる第2の側壁と、を備え、第2の側壁がノーズ部分に接合されて、ノーズ部分、第1の側壁、及び第2の側壁が構成要素の一部を受けることができるキャビティを形成するようになる。別の態様において、ブレード組立体が提供される。ブレード組立体は、翼形部と、該翼形部の少なくとも一部に結合された金属シースとを含む。別の態様において、ガスタービンエンジンが提供される。エンジンは、ロータと、該ロータの周りを少なくとも部分的に延びるケーシングとを含む。エンジンはまた、ロータに結合された少なくとも1つのブレード組立体を含む。少なくとも1つのブレード組立体は、翼形部と、該翼形部の少なくとも一部に結合された金属シースとを含む。別の態様において、物品を製造する方法は、金属シースの第1の部分を事前に機械加工して熱間形成するステップと、金属シースの第2の部分を事前に機械加工して熱間形成するステップと、第1の部分上の第1の接合面を前処理するステップと、第2の部分上の第2の接合面を前処理するステップと、第1及び第2の接合麺にて金属シースの第1及び第2の部分を拡散接合するステップと、金属シースのノーズ部分を機械加工するステップとを含む。図1は、ファン102と、高圧圧縮機104及び燃焼器106を有するコアエンジン103とを含む例示的なガスタービンエンジン100の概略図である。エンジン100はまた、高圧タービン108、低圧タービン110、及びブースタ112を含む。ファン102は、ロータディスク116から半径方向外向きに延びるファンブレード組立体114のアレイを含む。エンジン100は、吸気側118と排気側120とを有する。ファン102及びタービン110は、第1のロータシャフト122を用いて共に結合され、圧縮機104及びタービン108は、第2のロータシャフト124を用いて共に結合される。例えば、図1に示すような一部の用途において、ファンブレード組立体114は、エンジンケーシング128内に少なくとも部分的に位置付けられる。他の用途において、ファンブレード組立体114は、開放ロータの一部を形成することができる。作動時には、空気は、エンジン100を貫通して延びる中心軸線126に実質的に平行な方向でファン102を通って軸方向に流れ、加圧空気が高圧圧縮機104に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器106に送給される。燃焼器106からの高温ガス図1には図示せずは、タービン108及び110を駆動する。タービン110は、シャフト122を介してファン102を駆動し、同様に、タービン108は、シャフト124を介して圧縮機104を駆動する。ファンブレード組立体114は、実質的に環状クリアランス130が形成されるように、ケーシング128内で回転する。図2は、エンジン100図1に示すと共に用いることができる例示的なファンブレード組立体114の概略図である。ファンブレード組立体114の各々は、例えば、ケーシング128の最内表面図示せずと協働して、これらの間にクリアランス130図1に示すを形成するブレード先端キャップ150などの少なくとも1つの金属シースを含む。例示的な実施形態において、先端キャップ150は、チタン製シートメタルから形成される。或いは、キャップ150は、本明細書で説明されるような組立体114の作動を可能にするあらゆる材料から形成される。ブレード組立体114はまた、当該技術分野で知られるように、ロータディスク116への組立体114の結合を可能にするダブテール根元部分152を含む。ブレード組立体114は更に、共に当該技術分野で公知のプロセスによって材料から形成される翼形部154を含む。このような材料には、限定ではないが、複合材料が含まれる。一部の用途において、ブレード組立体114はまた、後縁ガード156を含むことができる。図2に示す例示的な実施形態において、ガード156は、チタン製シートメタルから形成される。或いは、ガード156は、エンジン100内での組立体114の作動を可能にするあらゆる好適な材料から形成される。翼形部154は第1の半径方向長さ157を有する。ブレード組立体114は、本明細書では代替として金属前縁MLE158と呼ばれる金属シース158を含む。MLE158は、限定ではないが、チタン合金及びインコネル合金を含む、本明細書で説明されるようなファン102の作動を可能にするあらゆる金属材料から形成される。具体的には、MLE158は、以下で更に検討される所定の接線剛性を含む。MLE158、並びにキャップ150及びガード156は、当該技術分野で公知の方法により翼形部154に結合され、ここでこのような方法は、限定ではないが、ろう付け、溶接、及び接着を含む。MLE158は、固体ノーズ領域160と、複数の側壁162図1には対向する側壁162が1つだけ示されているとを含む。MLE158は、実質的に翼形部半径方向長さ157全体に沿って延びる。その上、MLE158の半径方向最内部分は、根元部分152まで半径方向内向きに延び、MLE158の半径方向最外部分は、MLE158がキャップ150と実質的に同じ高さになるように半径方向外向きに延びる。従って、例示的な実施形態において、MLE158は、第1の半径方向長さ157よりも大きい第2の半径方向長さ163を備えて構成される。或いは、長さ163は、エンジン100における組立体114の作動を可能にするあらゆる値である。図3は、ファンブレード組立体114図2に示すと共に用いることができる例示的な金属前縁MLE158の概略図である。図3は、明確にするために僅かに傾斜したMLE158の透視図を示している。固体ノーズ領域160は、上述のように外部頂点161と、第2の半径方向長さ163とを備えて構成される。側壁162は、以下で更に検討するように決定される所定の厚み分布を備えて構成される。本明細書で示される例示的な実施形態において、側壁162、166はまた、側壁162の内側表面165上に位置付けられた所定のテーパー厚み例えば、図4を参照を有するテーパー領域171、172を備えて構成される。このテーパーは、翼形部-MLE境界部図示せずの外周全体に沿った応力プロファイル図示せずを実質的に平滑にすることができる。側壁内側表面165及び固体ノーズ部分160は、内部頂点167を形成する。MLE158はまた、内側表面165及び頂点167により形成されるキャビティ164を含む。キャビティ164は、MLE158を翼形部154の形状に共形可能にすることにより、MLE158を翼形部154に結合することができる。従って、キャビティ164は、内側表面165のテーパー、半径方向長さ163、頂点167の輪郭、及び翼形部154の輪郭の変動に応じて変化する。MLE158は、吸気側118を介してエンジン100両方とも図1に示すに引き込まれる空気の連続した流入に対応し耐えることができるように、所定の接線剛性を備えて構成される。このような接線剛性はまた、エンジン100に意図せずに引き込まれる固体異物との衝突、並びにケーシング128図1に示すとの高速接触に耐えるのに十分なものとすることができる。MLE158の接線剛性は、半径方向及び/又は翼弦方向で固体ノーズ領域160の長さを変えることによって変化させることができる。その上、MLE158の接線剛性は、半径方向長さ163に応じて及び翼形部154の翼弦方向に沿って側壁162の厚みを変えることにより変化させることができる。例えば、半径方向長さ163から離れるにつれて固体ノーズ領域160の半径方向長さを短くすることにより、MLE158の接線剛性が小さくなる。更に、側壁162、166の厚みを減少させると、MLE158の接線剛性が小さくなる。従って、半径方向長さ163及び/又は翼弦長さに応じて、固体ノーズ領域160の半径方向及び/又は翼弦長さ並びに側壁162の厚みを変えることにより、MLE158の接線剛性が変化する。図3は、図2に示すファンブレード組立体と共に用いることができる例示的な実施形態による、例示的な金属シース10を示す。図3に示す実施形態は、例えば、図2に示すファンブレード翼形部154の前縁181部分のような構成要素上に装着するための金属前縁MLEである。図4は、図3に示す本発明の例示的な実施形態による、金属前縁MLEの断面図である。図3及び4に示す金属シース10の例示的な実施形態は、翼弦方向5図4を参照に延びるノーズ部分160を含む。ノーズ部分は、MLEの外側幾何形状輪郭を定める第1の輪郭181を有する。この輪郭は、ファンブレード又は他の構造体のような構成要素158の空気力学的性能及び機械的強度に基づく公知の方法を用いて好適に設計される。図4に示す断面図において、第1の輪郭161は外部頂点161を有する。ノーズ部160は、該ノーズ部160の内部上に外部頂点161から弦方向距離に位置する内部頂点167として第2の輪郭182を有する。要素182のようなノーズ部160の内部輪郭は、例えば、図2に示すファンブレード、又は図1に示すベーンのような固定構造体などの構成要素11への装着を可能にする公知の方法を用いて好適に設計される。図4に示す例示的な金属シース10は、第1の側壁166及び第2の側壁162を有し、両側壁ともノーズ部分160から弦方向に延びる。図4に示す好ましい実施形態において、第2の側壁162は、好適な方法を用いてノーズ部分160に接合され、第2の側壁162とノーズ部分160との間に接合面184を形成する。金属シース10は、ノーズ部分160、第1の側壁166、及び第2の側壁162が構成要素の一部を受けることができるキャビティ164を形成するように構成される。図4から6に示す例示的な実施形態において、ノーズ部分160及び第1の側壁166は、機械加工及び/又は熱間成形などの公知の方法を用いて単体的に形成され、第2の側壁162はノーズ部分160に接合される。図5は、接合の直前のノーズ部分160と第2の側壁162の図を示している。本発明の1つの態様において、第2の側壁は、拡散接合を用いてノーズ部分に接合される。図5に示す例示的な実施形態において、ノーズブロック20及び第1の側壁166は、公知の方法を用いて単体的に形成される。ノーズブロック20は第1の接合面21を有する。公知の製造方法を用いて別個に作られた第2の側壁162は、対応する第2の接合面22を有する。第1の接合面21及び第2の接合面22は、以下で説明するように、まとめられて好適な方法を用いて接合される。図5は、接合前の一体化された第1の側壁166部品B及び第2の側壁162部品Aを示す。図6は、接合が確立されて接合組立体186を形成した後のノーズブロック20並びに一体化された第1の側壁166及び第2の側壁162を示す。接合面は、図6において要素184として図示される。更なる製造工程が接合組立体186上で実施されてシース10例えば、MLE158を形成する。例えば、接合組立体186において、ノーズ部分160及び接合された第2の側壁162の一部は、機械加工されてMLE158を形成する。図6は、従来の公知の機械加工方法を用いて作られたMLE158のノーズ187の第1の輪郭181を破線で示している。図4から6に示す例示的な実施形態において、第2の側壁162上の第2の接合面22は、接合組立体186を機械加工する前にノーズブロック20上の第1の接合面21に接合される。或いは、他の実施形態において、第2の側壁162は、ノーズブロックと単体的に製造することができ、第1の側壁166は、ノーズブロックと接合することができる。本発明の1つの態様において、接合組立体における側壁の接合は、拡散接合を用いて行われる。例えば、図7及び8に示すような代替の実施形態において、第1の側壁266、366及び第2の側壁262、362の両方は、ノーズブロック220、320に接合することができる。公知の接合方法を用いることもできる。図7に示す例示的な代替の実施形態において、第1の側壁266の側面上の第3の接合面223は、ノーズブロック220の側面上の第4の接合面に接合される。図7に示すように、第1の側壁266及び第2の側壁262の両方は、ノーズブロック220の側面に接合されて接合組立体286を形成する。続いて、MLEのノーズ部分160が機械加工されて接合組立体286を形成する。図8は、第1の側壁366及び第2の側壁362の両方がノーズブロック320の縁部に接合されて接合組立体386を形成する別の代替の実施形態を示す。本発明の1つの態様において、接合組立体における側壁の接合は、拡散接合を用いて行われる。続いて、公知の方法を用いてMLEのノーズ部分160が機械加工されて接合組立体386を形成する。1つの態様において、金属シース10は、例えば図4に示すように翼弦方向5で可変の厚みを有することができる。図5に示す例示的なMLE158は、第1の側壁166を有し、ここで第1の側壁166の少なくとも一部の厚み51Aは、翼弦方向で下側厚みBまでテーパーが付けられる。図5は、一定の厚み61Eを有する第2の側壁162を示しているが、代替の実施形態では、第2の側壁162は、特定の用途に対して好適であるような可変の厚みを有することができる。他の実施形態では、第2の側壁162の一部の厚み61は、翼弦方向でテーパーを付けることができる。図4に示す実施形態の別の態様において、第1の側壁166は第1のテーパー領域171を有し、ここで第1の側壁の厚みは第1の側壁の弦方向端部にてBからCに減少し、第2の側壁162は第1のテーパー領域172を有し、ここで第2の側壁の厚みは第2の側壁の弦方向端部にてEからDに減少する。好ましい実施形態において、第1及び第2の側壁166、162は、約0.020から0.050インチの間の厚みを有することができ、第1及び第2のテーパー領域は、弦方向端部図4のC及びDを参照において約0.010インチの厚みの約0.5インチの長さ図4のT1、T2を有することができる。これら第1及び第2のテーパー領域は、ブレード組立体114図2を参照のような複合材物品へのMLE158の接合を可能にする。更に、金属シース10MLE158のようなの厚みはまた、特定の用途の必要に応じてスパン方向6図2を参照で変わることができる。1つの実施形態において、図2は、少なくとも1つの縁部要素181のようなを有する複合構造体154と、複合構造体154の一部に接合された金属シース10とを含む、複合ファンブレード組立体114のような複合材物品70を示す。金属シースは、図2に示すように、ノーズ部分160から翼弦方向5に延びる、第1の側壁166及び第2の側壁162を有する。本明細書で既に説明したように、第2の側壁はノーズ部分に接合され、ノーズ部分、第1の側壁、及第2の側壁が複合構造体154の一部を受けるキャビティ164を形成するようにする。図2に示す実施形態において、複合構造体154は、正圧側面183、負圧側面184、前縁181、及び後縁182を有する翼形部であり、該翼形部はスパン方向6に延びる。図2に示す例示的な実施形態において、別の金属シース10後縁ガード、要素156が複合材物品158の後縁181の少なくとも一部の付近に位置付けられる。図2に示す例示的な実施形態に示すように、別の金属シース10ブレード先端キャップ、要素150は、複合材物品158のスパン方向端部に位置する翼形部の先端183付近に位置付けられる。先端キャップ150及び後縁ガード156は、必要に応じて拡散接合及び機械加工を用いてMLEについて本明細書で既に説明されたように製造することができる。図9は、図2に示すブレード組立体のような物品を製造する例示的な方法700を示す。本方法は、部品A及び部品B図5を参照を供給するステップ401、402を含む。部品A及び部品Bは、公知の方法を用いて所望の幾何形状に事前機械加工されるステップ410、420。次いで、部品A及び部品Bが公知の方法を用いて所望の複雑な幾何形状に熱間成形されるステップ412、422。接合面図5~8を参照は、洗浄などの公知の方法を用いて前処理されるステップ414、424。第1の部品B上の第1の接合面21及び第2の部品A上の第2の接合面22が前処理される。代替の実施形態図7及び8を参照において、任意選択の追加部品部品Cなどを同様に供給し403、事前機械加工し430、熱間加工し432、及び前処理する434ことができる。公知の接合方法を用いることもできる。方法700の好ましい実施形態では、拡散接合を用いて、第1及び第2の接合面図5~8を参照にて金属シースの第1の部分部品Bと第2の部分部品Aとを接合する。任意選択の部品Cも同様に接合することができる。次に、ステップ510において、公知の検査方法を用いて接合を検査する。次いで、接合された組立体例えば、図6の要素186を参照を公知の機械加工法を用いて機械加工する。例えば、金属シース10のノーズ部分160を機械加工し、ノーズ輪郭187図6を参照を形成する。機械加工後、寸法検査を実施530することができる。例示的な製造方法700は更に、ブレードなどの構成要素上に金属シース10を装着し、ブレード組立体114を形成するステップを含むことができる。これは、公知の方法を用いて側壁の一部を巨視的に粗面化するステップ540ことによってブレード翼形部154に接合するために金属シース10を前処理するステップで実施することができる。これらの部分は、公知の方法を用いてエッチングし下塗りするステップ550。ステップ560において、例えば、ブレード翼形部154のような複合構成要素を供給する。ステップ570において、金属シース10は、接着などの公知の方法を用いて複合構成要素に接合する。代替の実施形態において、上述のステップを必要に応じて繰り返し、複数の金属シース例えば、図2における要素156、150などを複合構成要素に接合することができる。本明細書で記載される1つの実施形態において、金属シース側壁とノーズブロック図4~9を参照との間の接合は、拡散接合を用いて達成される。拡散接合は、熱及び正圧を加えて接合面21、22間の密着部を得ることによって金属をつなぎ合わせる固体状プロセスである。印加される熱は、つなぎ合わされる金属の融点よりも低い。熱及び圧力は、固体拡散によって接合が生じるまで、好ましくは真空中で維持される。本明細書で開示される1つの実施形態において、拡散接合は、部品を約150psiと500psiとの間の圧力に保持しながら、約2時間と4時間の間に約1700°Fと1750°F間の温度を用いて達成することができる。MLEのような金属シース、後縁ガード、先端キャップ、その他及びこれらを製造する方法の例示的な実施形態は、上記で詳細に説明した。本方法、装置、組立体、及びシステムは、本明細書で記載された特定の実施形態にも、特定の例示したガスタービンエンジン及びエンジン構成要素にも限定されるものではない。種々の特定の実施形態について本発明を説明してきたが、請求項の技術的思想及び範囲内にある修正により本発明を実施することができる点は、当業者であれば理解されるであろう。