"ガスタービンエンジンのタービンエアフォイル部品であって、エアフォイル部分とナブとを含み、セラミック基材料で形成される第1の補助部品と、別途に形成され、前記第1の補助部品の前記ナブの周りにおいて金属材料を鋳込むことにより前記第1の補助部品に結合される第2の補助部品であって、前記第1の補助部品の前記エアフォイル部分と前記ナブとの間にプラットフォーム部分と、前記第1の補助部品の前記ナブ上にダブテール部分とを含み、前記プラットフォーム部分と前記ダブテール部分との各々が、少なくとも1つの軸外の幾何学的機構を有することから、該第2の補助部品が前記第1の補助部品よりも複雑な形状を有する、第2の補助部品と、を含むタービンエアフォイル部品。前記第1の補助部品への前記第2の補助部品の結合は、前記第1の補助部品の前記ナブ上における前記第2の補助部品の締り嵌め及び封入を含む、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記セラミック基材料は、均質なセラミック材料と、短繊維及び/又は長繊維セラミック強化材をセラミック強化基材中に含有するセラミック基複合材料とから成る群から選択される、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記セラミック基材料は、長繊維セラミック強化材をセラミック強化基材中に含有するセラミック基複合材料であり、前記セラミック強化材及び前記セラミック基材の少なくとも一方は炭化ケイ素を含む、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記セラミック基材料は、短繊維セラミック強化材をセラミック強化基材中に含有するセラミック基複合材料であり、前記セラミック強化材及び前記セラミック基材の少なくとも一方は炭化ケイ素を含む、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記ナブの表面部分に少なくとも1つのスロットを更に含み、幾らかの前記金属材料が前記スロット内に存在して前記第2の補助部品を前記第1の補助部品に連結する、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記ナブを貫通する少なくとも1つの穴を更に含み、幾らかの前記金属材料が前記穴内に存在して、前記ナブにより分離される前記第2の補助部品部分を相互接続する、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記ダブテール部分の前記軸外の幾何学的機構は、前記ダブテール部分から突出する少なくとも1つのタング部と前記タング部上の圧力面とを含む、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。タービンブレードとタービンベーンセグメントとから成る群から選択される、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。タービンブレードである、タービンエアフォイル部品であって、前記ナブはシャンクナブであり、前記軸外の幾何学的機構は、前記ダブテール部分から突出する少なくとも1つのタング部と前記タング部上の圧力面とを含む、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記ナブは、前記第2の補助部品の前記ダブテール部分を形成する前記金属材料中に不完全に包囲されている、請求項10に記載のタービンエアフォイル部品。前記ナブは前記第2の補助部品の前記ダブテール部分を形成する前記金属材料から突出する、請求項10に記載のタービンエアフォイル部品。前記ナブは前記第2の補助部品の前記ダブテール部分を形成する前記金属材料中に完全に包囲される、請求項10に記載のタービンエアフォイル部品。別途に形成され、前記第1の補助部品の前記エアフォイル部分の周りにおいて第2の金属材料を鋳込むことにより前記第1の補助部品に結合されるシュラウド部分を更に含む、請求項10に記載のタービンエアフォイル部品。タービンベーンである、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。前記ナブは前記第2の補助部品の前記プラットフォーム部分を形成する前記金属材料中に完全に包囲される、請求項15に記載のタービンエアフォイル部品。前記ナブ上において、前記第2の補助部品の前記金属材料と前記第1の補助部品の前記セラミック基材料との間の化学反応を阻害する被膜系を更に含む、請求項1に記載のタービンエアフォイル部品。ガスタービンエンジンのタービンエアフォイル部品であって、エアフォイル部分と、前記エアフォイル部分の端部に配置され且つ前記エアフォイル部分に直接隣接する部分よりも幅広の断面を有するナブとを含む、セラミック基材料で形成される第1の補助部品と、別途に形成され、前記第1の補助部品の前記ナブの周りにおいて金属材料を鋳込むことにより前記第1の補助部品に結合された第2の補助部品であって、前記ナブが該第2の補助部品を形成する前記金属材料中に完全に包囲されて該第2の補助部品が前記ナブよりも幅広の断面上に締り嵌めされることにより、該第2の補助部品が第1の補助部品に固着されるようになっており、前記第1の補助部品の前記エアフォイル部分と前記ナブとの間にプラットフォーム部分と、前記第1の補助部品の前記ナブ上にダブテール部分とを含み、前記プラットフォーム部分と前記ダブテール部分との各々が少なくとも1つの軸外の幾何学的機構を有することから、該第2の補助部品が前記第1の補助部品よりも複雑な形状を有する、第2の補助部品と、を含むタービンエアフォイル部品。タービンブレードである、タービンエアフォイル部品であって、前記ナブはシャンクナブであり、前記軸外の幾何学的機構は前記ダブテール部分から突出する少なくとも1つのタング部と前記タング部上の圧力面とを含む、請求項18に記載のタービンエアフォイル部品。タービンベーンである、請求項18に記載のタービンエアフォイル部品。本発明は、セラミック材料を含むハイブリッドタービンエアフォイル部品であって、これらの部品の細部機構は、セラミック材料以外の材料から形成されるものの、これらの部品のセラミック部分と非セラミック部分とが機械的に強固に結合されている部品を提供する。本発明の第1の態様によると、タービンエアフォイル部品は、セラミック基材料で形成される第1の補助部品と、金属材料で形成される第2の補助部品とを含む。第1の補助部品は、エアフォイル部分とナブを含む。第2の補助部品は、別途に形成され、第1の補助部品のナブの周りにおいて金属材料を鋳込むことにより、第1の補助部品に結合される。第2の補助部品は、第1の補助部品のエアフォイル部分とナブの間にプラットフォーム部分と、第1の補助部品のナブ上にダブテール部分とを含む。プラットフォーム部分とダブテール部分との各々が、少なくとも1つの軸外の幾何学的機構を有することで、第2の補助部品は、第1の補助部品よりも複雑な形状を有する。上記に鑑みてわかるように、本発明の技術的効果は、タービンエアフォイル部品の或る一定の部分をセラミック基材料から作製する一方で、複雑な細部形状を有する部品のその他の部分を、セラミック基材料の温度性能を必要としない材料から作製できることである。本発明は、非セラミック材料で形成される複雑な細部形状が構造的界面性能を必要とする界面/支持機構である用途に特に有利であり、これらの複雑な細部形状が非セラミック材料から作製される結果、それほど労力を必要とせずに済む。或いは、部品全体をセラミック基材料から作製する場合に必要な水準の熟練労働者を必要としない。以下の詳細な説明から、本発明のその他の態様及び利点の理解が深まるであろう。均質なセラミック材料と、短繊維及び/又は長繊維強化材料を含有し得るCMC材料と、を含むセラミック基材料を含有する部品の製造工程に関して本発明を説明する。様々な用途が予見可能且つ推定可能であるが、特に対象となる用途は高温用途、例えば陸上及び航空ガスタービンエンジンを含むガスタービンの部品である。更に、ガスタービンエンジンのタービン部内で用いるタービンブレード及びベーンを含むエアフォイル部品を特に取り上げる。本発明は、幅広く様々なセラミック基材料に適用可能であるが、特に本発明の対象となるセラミック基材料は、炭化ケイ素の基材中に強化材料及び/又は基材として炭化ケイ素、例えば炭化ケイ素の長繊維を含有するCMC等のケイ素含有CMC材料であると考えられる。しかし、その他のセラミック基材料も本発明の範囲内に含まれる。図2及び3に、航空ガスタービンエンジンに用いられる種類の低圧タービンLPTブレード30を示す。図1の従来技術のブレード10と同様に、図2及び3に示すブレード30は、ガスタービンエンジンのタービン部内でディスク又はロータ図示せずに取り付けられるようになっている。そのため、ブレード30は、図面において、ブレード30をタービンディスクに係止するダブテール部分32を含む。ダブテール部分32は、ディスクの周縁部に形成される相補的なダブテールスロットと噛合するように構成される。図2及び3に示すように、インターロック機構は、両側に配置されるタング部34を含み、これらのタング部は、ダブテール部分32から突出してディスクのダブテールスロットから形成される凹部と係合する。ブレード30は更に、図面において、ダブテール部分32が形成されるシャンク部分40からエアフォイル部分38を分離するプラットフォーム部分36を有する。具体的な用途とブレード30が組み付けられるロータディスク図示せずとによって、ブレード30は、更に他の機構、例えばシャンク部分40上のエンジェルウィング42及びブレードチップのシュラウド例えば図16及び17に示すを含み得る。図1のブレード10に関する説明と同様に、エアフォイル部分38及びプラットフォーム部分36は、エンジン運転中に高温燃焼ガスに直接曝され、プラットフォーム部分36は、高温燃焼ガスの高温ガス流路の内側流路面を創出し、燃焼ガスと、回転システムの内部の、シャンク部分40とダブテール部分32とタービンディスクとが曝されるより低温のガスとの混合を防ぐシールを創出する、ブレード30の重要な部分である。加えて、ダブテール部分32は、ディスクのダブテールスロットとの係合と、ブレード30により生じる高向心荷重との結果として、摩耗と高荷重とを受ける。ブレード30のエアフォイル部分38は、高温燃焼ガスに直接曝され、且つ略線形の形状を有するので、セラミック基材料、特にCMC材料から作製するのに最適な候補となる。他方、エアフォイル部分38が自身の主要な軸に沿って略線形の形状を有するのに対し、プラットフォーム部分36とダブテール部分32とそのタング部34とは、ダブテール及びプラットフォーム部分32及び36は各々の主要な軸に対して横方向に配向された幾何学的特徴を形成するという意味で、エアフォイル部分38よりも複雑な形状を有する。更に、これらの軸外の幾何学的機構は、ブレード30の細部界面/支持機構なので、構造的界面性能を必要とするが、このことは、完全なCMCブレード図1のブレード10等を設計、製造し、一体化してタービン用の手頃な生産設計にする上で大きな課題を呈する。本発明は、CMC材料の高温性能を活かす一方で、CMC材料により複雑な形状を作製するという問題を回避可能な工程を提供する。特に、本発明は、エアフォイル部分38とシャンク部分40のナブ48とをCMC材料から単一のピースとして作製するステップと、単体形のエアフォイル部分38及びシャンクナブ48の作製に用いるCMC材料以外の材料によりプラットフォーム部分36及びダブテール部分32の一方又は両方を作製するステップとを含む。本明細書において用いる場合、シャンクナブという用語は、シャンク部分40全体の限られた部分、好ましくは内部の部分であって、更にダブテール部分32とそのタング部34とを含む部分を指す。図3に示すように、シャンクナブ48は、プラットフォーム部分36とダブテール部分32との形成に用いられる材料で、完全に包囲される。加えて、シャンクナブ48は、従来的にシャンクに必要とされる細部ダブテール機構図1のシャンク20のダブテール部12及びタング部14等が図2及び3に示すシャンクナブ48から完全に排除されるという点で、形状簡略化されると言える。セラミック基材料として、単体形のエアフォイル部分38及びシャンクナブ48は、周知のセラミック加工処理法により製造可能である。例えば、単体形のエアフォイル部分38及びシャンクナブ48は、プリプレグにより製造されるCMC材料であってよい。非限定的な例として、米国特許第5,015,540号、5、330,854号、5,336,350号、5,628,938号、6,024,898号、6,258,737号、6,403,158号、及び6,503,441号と、米国特許出願公報第2004/0067316号とに開示の加工処理法が挙げられる。具体的な例として、単体形のエアフォイル部分38及びシャンクナブ48は、複数のプリプレグが所望の強化材とCMC基材の前駆体と1つ以上のバインダーに加えて、個々の所望のCMC材料に応じて更に、場合によっては炭素又は炭素源も含有して形成される、前述のプリプレグ溶融含浸MI法により製造可能である。プリプレグは積層され、高い圧力と温度とを受けながら圧搾及び硬化処理され、任意のその他の適切な加工処理ステップを受けて、積層プリフォームとなる。その後、この積層プリフォームが真空又は不活性雰囲気中で加熱されて、バインダーが分解され、後に溶融含浸される多孔質プリフォームが製造される。CMC材料が炭化ケイ素のセラミック基材中に炭化ケイ素の強化材を含有するSiC/SiCCMC材料場合は、気孔中に含浸させ、基材中の炭素成分炭素、炭素源又は炭素チャーと反応させて気孔を埋めるために一般にケイ素が用いられる。しかし、以下の説明から明らかなように、本発明はその他の種類及び組合せのCMC材料にも適用される。エアフォイル部分38及びシャンクナブ48は略線形の形状なので、必要な積層工程には、多大な労力を全く必要とせず、且つブレード30全体がプリプレグにより作製される場合に必要な水準の熟練労働者を必要としない。図4に、エアフォイル部分38及びシャンクナブ48を含んでおり、完全にCMC材料から形成される、上述のようなCMC加工処理工程により作製可能な単体形CMC補助部品44を示す。図示のように、シャンクナブ48は、エアフォイル部分38の付根に隣接するナブ48の部分よりも幅広の断面を有する拡幅ノブ又は基礎部49を含む。この単純な機構もCMC加工処理工程で形成可能であり、ブレード30のダブテール部分32の固着の補助に望ましい。タービンエンジン性能の更なる向上を目指す傾向により、ガス流路の温度が上昇することから、CMC材料の使用が益々望まれるようになったが、ブレード30のダブテール、プラットフォーム及びシャンク部分32、36、40を含む、高温燃焼ガスに直接曝されないブレード部分には、温度性能が比較的低い材料、例えば現在入手可能で、ターボ機械に用いられているニッケル、コバルト、又は鉄基合金を用いてよい。注目すべきではあるが非限定的な例として、INインコネル718、ルネN5米国特許第6,074,602号、ルネN6米国特許第5,455,120号、GTD444登録商標、ルネ77米国特許第3,457,066号、ルネ80、ルネ80H、及びルネ125等の超合金が挙げられる。図5に、図4のCMC補助部品44と一緒に、好ましくは図2及び3の完全なブレード30を形成する単体形補助部品46を示す。本発明の好適な態様によると、この補助部品46は1つ以上の上述の金属合金材料から形成される。超合金を用いてブレード30のダブテール、プラットフォーム、及びシャンク部分32、36、40を形成することにより、現行のCMC加工処理法の場合に存在する、生産可能性に関する数多くの制約事項に対処することができる。更に、周知の寿命予測方法及び分析手段を用いて、ブレード30、特には図2及び3のプラットフォーム部分36、ダブテール部分32及びそのタング部34に代表されるブレード30の細部界面/支持機構の適切な設計を検証することも可能になる。図4に示すCMC補助部品44からわかるように、図5の補助部品46は、予め作製された後に、シャンクナブ48を補助部品46に形成された相補的な空洞部52内に挿入することによりCMC補助部品44に組み付けるような構成ではないが、そのような方法が本発明の範囲に含まれないわけではない。その代わりに、本発明に至った研究の中で開発された1つの方法は、CMC部品44のシャンクナブ48の周りにおいて金属材料を鋳込むことにより補助部品46を形成するステップを含む。この方法は、一般的なCMC材料が金属性の補助部品46の形成に適する広範な金属材料の鋳込み温度よりも高い加工処理温度を有することに鑑みると実用的なので、確立された金属鋳造工程とCMC補助部品44とを組み合わせることが可能になる。その結果として、ブレード30全体をCMC材料により作製するという従来技術の必要性を回避することができ、更に生産環境において複雑な細部シャンク形状を作製しようとする際に遭遇する問題だけでなく、修理点検時にCMCブレード全体の動作状態の分析と関連付けを行おうとする際に遭遇する問題も回避することができる。ひいては、既存の製造技術を用いて鋳放しの金属材料を加工することにより、ブレード30の全ての細部機構、特にはダブテール、プラットフォーム、及びシャンク部分32、36、40に関連ある細部を作製することができる。上記に鑑みると、形状簡略化された単純なCMC補助部品44のシャンクナブ48の周りにおいて金属材料を鋳込んで、実質的にダブテール部分32及びそのタング部34と補助部品46のダブテール部分32の上のシャンクナブ48の部分を包囲するシャンクケーシング50と呼ばれる部分とを形成する被せ金属鋳物である単体形金属補助部品46全体を製造することができる。図2、3及び5において、単体形金属補助部品46は更に、ケーシングシャンク50がダブテール及びプラットフォーム部分32及び36間に配置されるようにプラットフォーム部分36を形成するものとして示されている。金属補助部品46により、シャンクケーシング50から延在するエンジェルウィング42を含む追加の機構も形成される。鋳込み金属ダブテール部分36とシャンクケーシング50との形成に使用可能な金属材料の熱膨張係数CTEは、一般的なCMC材料のCTEよりも通常は高いので、CMCシャンクナブ48の周りにおける金属材料の硬化中に、空洞部52を形成する鋳込み金属材料がCMC材料よりも大きく収縮してシャンクナブ48を加圧し、CMCナブ48の締り嵌め及び密着封入が行われ、金属補助部品46にCMC補助部品44が固着する。この固着は、補助部品46がシャンクナブ48の拡幅基礎部49を取り巻く結果として得られる固着能力に追加して達成される。非限定的な例として、適切な締り嵌めは、SiC-SiCCMC材料の場合の約4ppm/°CというCTEに対して、約14ppm/°CのCTEを有する上述のニッケル基超合金であるルネ80H等の金属材料により達成可能であると考えられる。このCTEの差によって、約2200°F約1200°Cの鋳込み温度から室温への冷却時に約1の歪みが生じて、その結果としてCMCシャンクナブ48が圧縮状態、そしてナブ48を取り巻く金属補助部品46が緊張状態となる室温応力状態がもたらされる。特に自身のダブテール部が動作時に圧縮状態となるブレードにおいては、この鋳込み工程によってもたらされる締り嵌めが、頑強な機械的結合を可能にする。図6は、ブレード30の補助部品44及び46間の界面領域の断面を示す斜視図であって、金属補助部品46を用いてシャンクナブ48をその基礎部49を含めて完全に包囲できる態様をより詳細に示す。図7は、図6に示すダブテール部分32の詳細端面図であって、金属補助部品46がシャンクナブ48の基礎部49を完全に包囲し、そうすることでブレード30が取り付けられるディスクダブテールスロットの表面と係合する圧力面35を形成する態様を示す。図8は、タービンロータディスク56のディスクダブテールスロット54内に取り付けられるブレードダブテール部分32Aを示す同様の端面図である。ダブテール部分32Aは図2~7のダブテール部分32と同様であるが、金属材料がシャンクナブ基礎部49の下側表面を覆うように鋳込まれないという点で相違する。その代わりに、補助部品46は、圧力面35を形成するのに必要な程度にシャンクナブ基礎部49を覆う。図9は、図7に示すものと同様の図面であるが、図2~8に示す1組のタング部34の代わりに複数組のタング部34B及び34Cを有するダブテール部分32Bを示す。また、金属材料は鋳込まれず、シャンクナブ基礎部49のいかなる部分も覆わない。その代わりに、補助部品46は、シャンクナブ48の基礎部49より上の表面を覆って、金属補助部品46を鋳込むことでダブテール部分32のタング部34Bと圧力面35との全体が形成されるようになっている。基礎部49は、事実上、下側の組をなすタング部34C全体を形成し、これらのタング部は、上側の組をなすタング部34Bによって形成される圧力面35に依存することにより、より低い荷重存在する場合を受ける。最後に、図10は、図9と同様であるが、金属材料がシャンクナブ基礎部49全体を覆うように鋳込まれて、その結果として金属補助部品46がダブテール部分32Bと両方の組をなすタング部34B及び34Cとの全体を形成するものとして示されている。図11及び12は、金属補助部品46へのCMC補助部品44の結合を助けるために、それぞれスロット60と穴62とを有するように改変した図3のシャンクナブ48の単独斜視図である。スロット60はシャンクナブ基礎部49の限定的な凹部として形成され、穴62は好ましくは基礎部49より上においてシャンクナブ48を完全に貫通する。いずれの場合も、金属材料が鋳込み工程においてスロット60及び/又は穴62に流入して、鋳込み材料が硬化することによってスロット60及び/又は穴62内に相補的なインターロック機構図示せずが創出されるようになっている。穴62の場合は、穴62内の鋳込み材料で、シャンクナブ48により分離されるシャンクケーシング50部分を相互接続することもできる。この連結作用は、シャンクナブ基礎部49により得られる固着能力を物理的に高めるので、補助部品44及び46間を更に頑強に、機械的に結合する。図11及び12にはスロット60と穴62とを二者択一の構成として示すが、スロット60と穴62とを組み合わせることも本発明の範囲内に含まれる。更に、その他の凹状表面機構窪み又は凹部をシャンクナブ48及び/又はその基礎部49に形成して同様の効果を達成することもできる。図13に示すように、凸状の表面機構突起63をシャンクナブ48及び/又はその基礎部49に形成し、これを単独で用いるか、又は凹部スロット60及び/又は穴62と組み合わせて用いて凹状表面機構と同様の固着作用を達成することもできる。CMC補助部品44上における金属補助部品46の同時鋳造工程は、様々な方法で達成可能である。図14に、CMC補助部品44とその単体形エアフォイル部分38及びシャンクナブ48との上における金属補助部品46とその単体形ダブテール、プラットフォーム及びシャンク部分32、36、40との成形と結合とを同時に行う同時鋳造工程を概略的に示す。図14に示すように、この工程は、金型64内で行われ、ダブテール、プラットフォーム及びシャンク部分32、36、40の所望の最終形状に近い形状の鋳物66が作製されるので、鋳物66に必要な鋳造後の加工量を最小限に抑えて補助部品46を作製できる。金型64は、任意の適切な設計、例えばセラミックシェルであってよい。金属材料の硬化後に、金型64を取り外して、CMC補助部品44のシャンクナブ48上に原位置で鋳込まれた同時鋳造補助部品46を得ることができる。特に、好ましい点として、この鋳造技術を実施することで、補助部品44のCMC材料と溶融金属材料との間例えばケイ化物の形成及び金型64との間において望ましくない化学反応を引き起こす可能性がある、従来のインベストメント鋳造工程において通常的に必要とされる高温と長時間露出とを回避できる。金型46内においてCMC部品44のシャンクナブ48を溶融金属材料中に立てる工程により、接触時間と温度とを最小限に保って望ましくない反応を防ぐことができる。金属補助部品46の形成に使用可能なその他の方法として、スピンキャスティング技術が挙げられる。当該技術分野において周知のように、スピンキャスティング工程は、部品の蝋製レプリカをセラミックで被覆した後、蝋を除去して部品の雌型金型を作ることにより金型を創出するという点で、従来のインベストメント鋳造工程と同様であり、その後、雌型を溶融金属で満たし、この金属が硬化して最終的な部品が形成される。スピンキャスティング技術と従来の鋳込み方法との相違は、後者は溶融金属を金型に充填するにあたり重力に依存するが、スピンキャスティング工程では金型を回転させて溶融金属に作用する遠心力を誘導する点にある。この付加的な力は、或る一定の鋳込み形状及び/又は材料において金型の完全な充填を確実にしながら許容可能な微細組織を得ると共に内部欠陥を無くす上で有利である。スピンキャスティングは、溶融金属がるつぼから回転金型の回転軸と整合する中央受口に注ぎ込まれる遠心鋳造工程とも相違する。溶融金属は当初は自身に作用する遠心力を有さないが、或る限られた時間が経つと回転中心から離れる方向に流れ、ゆっくりと遠心力を増していく。スピンキャスティングでは、装入材料未溶融原料が回転中心から或る距離だけ離れて溶解し、装入材料が溶融して回転が始まると直ちに溶融金属が遠心力の作用を受け、その結果として従来式の鋳造工程又は遠心鋳造工程のいずれよりも急速に金型が満たされる。なお、このとき、図5に示す補助部品46を予め作製しておき、後でこれをCMC補助部品に組み付けてもよい。例えば、補助部品46を2つ以上のピースとして作製し、これらの部品をシャンクナブ48の周りに組み付けた後、互いに溶接又はろう付けして完全な補助部品46にすることができる。但し、この方法では、CMC及び金属補助部品44及び46間の界面接触応力を調節し、鋳造技術で可能な有効加圧及び封入レベルに匹敵するCMCシャンクナブ48の有効加圧及び封入レベルを達成するために、精密機械加工が必要になる。しかし、この方法の利点は、さもなくば例えば過大な反応リスクを生じること又はCMC材料の温度性能を超えることから、補助部品44のCMC材料とは相容れない溶融温度を有する合金を使用できるところにある。事前作製技術を用いると、CMC補助部品44と金属補助部品46の個々のピースとの間の隙間をピースの組立時に埋めることができる。例えば、組立工程中に粉末蝋材で隙間を埋め、その後、蝋付け時に蝋材を十分に溶融させて補助部品46のピースを互いに接合することができる。例えば約2200~約2300°F約1200~約1260°Cの範囲内のろう付け温度は、本発明において現在企図される殆どのCMC材料に適合する。補助部品44のCMC材料と補助部品46の溶融金属材料との間における望ましくない化学反応を鋳込み技術に依存して最小限に抑えることに加えて、又はその代わりに、本発明は、CMC及び金属補助部品44及び46間に施される界面被覆の使用を企図している。追加又は代案として、界面被膜を用いて、硬化時におけるCMC補助部品44の周りの金属の収縮に対する熱膨張率の適合性を高めることで、低温割れの発生を減らすことができる。図15に、図2及び3のブレードのCMC及び金属補助部品44及び46間の界面領域の一部分を概略的に示し、両者間の化学的相互作用を阻害する界面の被膜系70を示す。被膜系70は、様々な異なる材料から形成されるいかなる個数の被膜層を有して形成されてもよく、スラリー塗布法や大気プラズマ溶射APS法等の様々な加工処理法を用いて析出可能である。図15には、被膜系70を2つの別個の層72及び74を有するものとして示すが、被膜系70は単一層又は2つよりも多い層、例えば5つの層から形成可能である。CMC補助部品44に直接接触する層72は、例えばCMC補助部品44の材料に特に適合する材料、例えばガラス及び/又は液相形成材料から形成可能である。層72用の潜在的なガラス材料の例として、Shyh-ChinHuangらによる米国特許出願第12984836号に開示の反応遮蔽被膜に関して記載された材料が挙げられ、この反応遮蔽被膜に関する前述の出願の内容を参照により本明細書に援用する。金属補助部品46に直接接触する層74は、例えば、層72と金属補助部品46との間において化学的及び物理的適合性の点で適切な遷移が得られる材料から形成される。例えば、層72に直接隣接する組成物は、層72のガラス及び/又は液相形成材料と同じであるか又は別な態様で適合性を有する一方で、層74は、補助部品46に直接隣接する組成物は補助部品46の形成に用いられる金属材料と同じであるか又は別な態様で適合性を有する漸変組成を有してよい。例えば、層74又は少なくとも補助部品46に直接隣接するその組成物は、補助部品46の金属材料と化学的に適合し、CMC及び金属補助部品44及び46間に熱膨脹適合性をもたらす延性金属発泡材を含有するか、又はこうした延性金属発泡材により構成される。発泡材に適する材料には、当該技術分野において周知の種類のFeCrAlY合金を注目に値するが非限定的な例として含む鉄基、コバルト基及びニッケル基合金等の高温耐酸化性合金が含まれると考えられる。好ましくは層72及び74が相俟って、被膜系70にある程度の適合性を与え、このことによって、被膜系70がCMC補助部品44の周りにおける金属補助部品46の硬化時の収縮に対応する、適合性を有する界面の役割を果たすことが可能になる。一般的には、被膜系70には約0.005~約0.040インチ約0.1~1ミリメートルの厚さが適すると考えられるが、これよりも小さい又は大きい厚さも可能である。図2~15のブレード30はシュラウドを有さないが、図16及び17に、シュラウド付きのLPTタービンブレード80を示す。ブレード80は、エアフォイル部分84を形成するCMC補助部品82を含む。このブレードは更に、ダブテール部分86とプラットフォーム部分88とを含む。任意で、CMC補助部品82は、一般にブレード30に関して説明したものと同様に、ダブテール及びプラットフォーム部分86及び88を形成する金属補助部品により取り巻かれるシャンクナブ図示せずを有して形成されてよい。ブレード30とは対照的に、図16及び17に示すブレード80は、事実上、シュラウド部分92をエアフォイル部分84に結合するナブ94を形成するCMCエアフォイル部分84の先端においてシュラウド部分92を形成する金属補助部品90を含む。金属補助部品90は更に、図面では、一体的シール歯96を形成するものとして示されている。金属補助部品90は、ブレード30の金属補助部品46に関して述べたものと同様に形成可能である。図16及び18からわかるように、ブレードチップナブ94は、ブレード30に関して図4及び6~13に示したシャンクナブ48と同様の形状を有してよい。具体的には、ブレードチップナブ94は、エアフォイル部分84に直接隣接する部分よりも幅広の断面を有すると共に、CMCエアフォイル部分84の先端における金属補助部品90及びそのシュラウド部分92の固着を補助する役割を果たす。同じくシャンクナブ48と同様に、ブレードチップナブ94は更に、金属補助部品90とそのシュラウド部分92と作製する同時鋳造工程において結果的に一体的な金属の相補的インターロック機構を創出する凸状及び凹状の表面機構を含んでよい。図19、20及び21に示すように、ナブ94は、様々な大きさ及び形状の貫通穴94A図19及び20及び/又はスロット98B図21を有してよい。貫通穴98Aの場合は、金属材料が鋳込み工程において穴98Aに流入して、鋳込み材料が硬化することによって穴98Aを完全に貫通して延在する金属の相補的連結クロスバーが創出されて、ナブ94により分離されたシュラウド部分92の両部分を相互接続するようになる。スロット98Bの場合は、スロット98B内の鋳込み材料が、スロット98Bを完全に貫通して延在する金属の相補的連結リブを創出して、ナブ94により分離されたシュラウド部分92の両部分を相互接続する。この連結作用により、ナブ94によりもたらされる固着能力が高まるので、CMC及び金属補助部品82及び90間の機械的結合の頑強性が更に高まる。図19~21には凹状の表面機構のみ示すが、凸状の表面機構突起を穴98A及び/又はスロット98Bの代替又は追加として形成して、凹状表面機構と同様の固着作用を達成することができる。図22及び23に、ガスタービンベーンセグメント100を本発明のまた別の適切な用途として示す。ベーンセグメント100は、図面では、1対の内側及び外側プラットフォームバンド104間に2つのエアフォイル部分ベーン102を有するが、単一のエアフォイル部分102又は2つよりも多い個数のエアフォイル部分102が存在する場合もある。ベーンセグメント100は、互いに組み付けられてタービンエンジンの環状のベーン組立体を形成する複数のベーンセグメントの1つである。エアフォイル部分102は、高温燃焼ガスに直接曝され、且つ略線形の形状を有するので、セラミック基材料により作製するのに最適な候補となる。そのため、各ベーンエアフォイル部分102をセラミック基材料、例えばCMC材料により単一のピースとして作製でき、一方又は両方のプラットフォーム部104をセラミック材料以外の材料から作製できる。図23に示すように、各エアフォイル部分102は対向して配置される1対のナブ106を含む。各ナブ106は、事実上、対向して配置される対状のタング部108を形成するダブテール機構である。更に、ナブ106はプラットフォーム部104の形成に用いられる材料に完全に包囲されて、ナブ106とそのタング部108とが、プラットフォーム部104を形成するために用いられる金属鋳造工程においてプラットフォーム部104に形成されるポケット110内に受け入れられるようになっている。図23からわかるように、各ナブ106とそのタング部108とは、エアフォイル部分102上において、エアフォイル部分102に直接隣接する部分よりも幅広い断面を有する部分を形成するので、ナブ106は、内側及び外側プラットフォーム104をエアフォイル部分102に固着するだけでなく、ナブ106をプラットフォーム部104のポケット110内に保持する固着機構の役割を果たすように構成される。ベーンセグメント100の製造に関するその他の態様は、図3~21のタービンブレード30及び80に関する説明から理解できよう。図24及び25は、エアフォイル部分102への金属プラットフォーム部104の結合を助けるために、ナブ106がそれぞれスロット112及び穴114を有するように改変した図23のエアフォイル部分102の単独斜視図である。図11及び12に関して述べたスロット60及び穴62の場合のように、ナブ106の周りにおけるプラットフォーム部104の鋳込み工程において、金属材料がスロット112及び/又は穴114に流入して、鋳込み材料が硬化することによってスロット112及び/又は穴114内に金属の相補的インターロック機構図示せずが創出されるようになっている。穴114の場合は、穴114内の鋳込み材料はナブ106により分離されるプラットフォーム104の部分116を相互接続することもできる。この連結作用により、ナブ106とそのタング部108とにより得られる固着能力が物理的に高まるので、エアフォイル部分102とプラットフォーム部106との間の機械的結合が更に頑強になる。図24及び25には、スロット112と穴114とを二者択一の構成として示すが、スロット112と穴114とを組み合わせることも本発明の範囲内に含まれる。更に、その他の凹状表面機構窪み又は凹部をナブ106に形成して同様の効果を達成することができ、図13の突起63と同様の凸状表面機構図示せずをナブ106に形成することもできる。具体的な実施例に関して本発明を説明したが、明らかなように、当業者であればその他の形態を採用することもできよう。したがって、本発明の範囲は、添付の特許請求の範囲によってのみ限定される。"