JP2008525706A - スタティックガスタービン部分品及びそうした部分品の補修法 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は、構造荷重を伝達するためのもので、環状のインナー支持部材及び環状のアウター支持部材並びに該支持部材の間に設けられており、円周方向に間隔を空けて配置され且つ半径方向に放射状に向いている複数のストラット(21)を有しているスタティックガスタービン部分品に関する。複数の該ストラット(21)のそれぞれは、該インナー支持部材及びアウター支持部材の双方にしっかりと固定され且つ該支持部材と一緒になり一体的な構造のカーカスを形成している荷重を支えるコア部材(24)、該コア部(24)を取り囲んでいる衝撃抵抗性のシェル部材(25)、及び、該コア部(24)と該シェル部(25)の間に設けられているエネルギー吸収材料(26)を含んでいるものである。
【選択図】 図３

Description

本発明は、環状のインナー支持部材及び環状のアウター支持部材並びに円周方向に間隔を空けて配置され且つ半径方向に放射状に向いている複数のストラットであって、構造的な負荷を伝達するために該支持部材の間に設けられている該ストラットを備えているスタティックガスタービン部分品に関するものである。また、本発明は、スタティックガスタービン部分品の補修方法に関する。

ガスタービン部分品（コンポネント）は、据付型ガスタービンエンジンで使用されてよいが、特には航空機のジェットエンジンに対して優れたものである。ジェットエンジンとは、様々なタイプのエンジンを意味してよく、それは比較的低い速度の空気を取り入れて、それを燃焼により加熱し、非常に高速でそれを噴射するものを意味してよい。ジェットエンジンの用語に含まれるのは、例えば、ターボジェットエンジンやターボファンエンジンなどである。本発明では、以下、ターボファンエンジンについて説明を行うが、勿論、その他のエンジンタイプのものについてもそれを使用してよい。

ターボファン型の航空機ガスタービンエンジンは、普通、前方のファン及びブースターコンプレサー、中央部のコアエンジン部、そして後方の低圧パワータービンからなるものである。コアエンジン部は、順次、高圧コンプレサー（高圧圧縮機）、燃焼器、そして高圧タービンという連続した配置からなっている。コアエンジン部の高圧コンプレサーと高圧タービンは、高圧シャフトで互いに接続されている。該高圧コンプレサー、タービン、そしてシャフトは、本質的に、高圧ローター（高圧動翼）を形成している。該高圧コンプレサーは、回転するように動かされて、コアエンジン部に入ってくる空気を相対的に高圧にまで圧縮するのである。次に、この高圧の空気は、燃焼器中で燃料と混合されて、点火を受け高エネルギーのガスの流れを生ずる。そのガスの流れは後方へ流れてゆき、高圧タービンを通過して通り、該高圧タービンと高圧シャフトを回転するように動かして、結果、高圧コンプレサーを回転するように動かすこととなる。

高圧タービンから出てくるガス流は、第二のタービン、すなわち低圧タービンを通って膨張する。その低圧タービンは低圧シャフトを介してファン及びブースターコンプレサーを回転するように駆動する。それらのすべてで、低圧ローター（低圧動翼）を構成している。該低圧シャフトは、その高圧ローターを貫通して延伸している。生成される推進力の殆どは、そのファンにより生み出されている。エンジンフレームはベアリングを保持し支えるために使用され、そのベアリングは一方で当該ローターを回転できるように支えている。通常のターボファンエンジンは、ファンフレーム、ミドルフレーム、後方タービンフレームを有している。

そのエンジンは、前方に配置された、ファンフレームの上にあるファンフレーム前部取付部、及び、後方に配置された、タービンフレームの上にあるタービンフレーム後部取付部の所で航空機に取り付けられている。

ガスタービンエンジンの構造上の強度は、限られた数のエンジン構造体（ケース又はハウジングとしても知られている）次第で決まっている。それ故にこれらの構造物はエンジンの骨組みに相当するものである。その構造体はエンジンの動作中には非常に大きな負荷がかかる。該構造体は通常エンジンシャフト用の軸受け、環状導管の形態のガスの流路、そして半径方向に放射状に延びているストラットからなるもので、当該ストラットは、エンジンのインナー部とアウター部の間の連結部を形成している。かくして、その空気は隣接するストラットの間の開口部を通って後方へ送られる。本発明のガスタービンの部分品（コンポネント）は、そうした構造体を構成している。

航空機用エンジンはできるだけ軽量にするべきである。できるだけ軽量のエンジンを構築するためには、エンジンの回転しない、荷重を伝達する構造部分は、できるだけ変形しないで且つ丈夫なものであるべきである。これを達成する一つの方法は、コンポジット（複合材料）を使用することであり、それはそれらが非常に高い剛性及び強度を有していることによる。

航空機用エンジンは、安全に作動させるため異なっている荷重のかかる場合やある種の突発する出来事の発生の間も動作することができなければならない。一つの具体的な問題点はいわゆる異物吸入損傷(Foreign Object Damage: FOD)というものである。FODの一つのカテゴリーとしては、粒子状物、鳥類、あるいは、霰又は雹をエンジンの吸入口から吸い込んで、ストラット（ファンの前あるいは後のいずれかに配置されている）に当った場合がある。もし運転中に荷重を伝達するようにそのストラットが設けられているものでない場合、低下せしめられた機械的な機能性を甘受することになるであろうし、一方、もし運転中に荷重を伝達するようにそのストラットが設けられている場合、低下せしめられた機械的な機能性というものを伴っている作動時の負荷に耐えるに十分なほど強いものであるか、あるいは、修理するか又は交換せしめられるかのいずれかでなければならない。
幾何学的な複雑性や幾何数列的に拡大する損傷に対するリスクにより、部分的に修繕することは困難なことである。

なし

本発明の一つの目的は、環状のインナー支持部材、環状のアウター支持部材、及び円周方向に間隔を空けて配置され且つ半径方向に放射状に向いている複数のストラットであって、該支持部材の間に設けられているストラットを備えているスタティックガスタービン部分品であって、使用中に損傷を受けた場合に容易に修理するための条件を創り出すようなデザインを持った部分品（コンポネント）を提供することである。

この目的は、複数の該ストラットのそれぞれが、該インナー及びアウター支持部材の双方に固定され且つ該部材と一緒になって一体的なカーカス（骨組み構造体）を形成している荷重を支えるコア部材、該コア部を取り囲んでいる衝撃抵抗性のシェル部材、及び該コア部と該シェル部の間に設けられているエネルギー吸収材料を含んでいるものであることにより達成されている。

かくして、該カーカスは、一体となった荷重伝達構造を形成している。外部由来の物体がストラットに衝突することが発生すると、該衝撃抵抗性のシェル部は、損傷を受けることなしに比較して小さな衝撃エネルギーに耐えるように設計されているのである。比較して大きな衝撃エネルギーであった場合には、該シェル部は、そのエネルギー吸収材料が衝撃エネルギーの大部分を吸収するが深刻な損傷を受けることになるであろう。この方法で、該荷重を伝えるコア部は大きなエネルギーの衝撃に対して保護されることとなる。こうして、該カーカスは、使用中損なわれることがないように保たれることができるのである。

該シェル部材並びに該エネルギー吸収材料は、荷重を伝えるカーカスに取外し可能に接続されている。かくして、修繕時には、該シェル部材並びに該エネルギー吸収材料は、当該カーカスを同質のまま残しながら、すなわち、一つのそれぞれの部品の形態にあるようにして、そのカーカスから取り除かれるのである。該シェル部材は好ましくは機械的な手法で取り除かれるが、一方該エネルギー吸収材料は、機械的な手法あるいは化学的な手法で取り除かれることができる。

そうした後に、使用されていたその一体構造のカーカスのコア部材に新しい衝撃抵抗性のシェル部材や新しいエネルギー吸収材料が取り付けられるのである。

好ましい具体例によれば、該エネルギー吸収材料は、コア部を取り囲んだ切れ目のない構造体を形成するものである。このように、エネルギー吸収材料は該シェル部とそれにより周囲を完全に囲まれている該コア部との間に間隔を作り出すようにして該ストラットの断面でみてみると完全にコア部を取り囲んでいる。言い換えれば、コア部はエネルギー吸収材料中に完全に埋め込まれた状態となっている。

好ましい具体例によれば、該エネルギー吸収材料は、ポリマー複合材料（ポリマーコンポジット）から成るものである。これが軽量で堅固で強い構造を作り出している。

本発明の更なる目的は、時間及び／又はコスト上効率的なスタティックガスタービン部分品の修繕方法を提供することにある。

これは、その部分品を使用した後、各ストラットの使用済み衝撃抵抗性のシェル部材や
使用済みエネルギー吸収材をその一体構造のカーカスのそれぞれのコア部より除去し、使用されていたその一体構造のカーカスのコア部材に新しい衝撃抵抗性のシェル部材や新しいエネルギー吸収材料が取り付けられることにより達成されるのである。

本発明の更なる利点を有する具体例並びに本発明の更なる優れた点については、以下の明細書の詳細な説明及び特許請求の範囲の項の記載より明らかとなるであろう。

添付された図面に示された具体例を参照しながら、以下、本発明を説明する。
図１は、航空機エンジンの側面断面の概略図である。
図２は、図１の航空機エンジンのスタティックガスタービン部分品の斜視図を示す。
図３は、図２のガスタービン部分品のストラットの断面図を示す。
図４は、図３のストラットの一部を切断して示したものである。

本発明を、ターボファン型ガスタービン航空エンジン1について、以下、説明する。図１では、該エンジンをエンジンの長手方向の中心軸2に沿っての上半分断面の側面図として示してある。該エンジン1は、アウターケーシング3、すなわちナセル、インナーケーシング4、及び中間部ケーシング5を備えており、該中間部ケーシング5は、該最初の二つのケーシングに対して同軸となるようになっていて且つ該二つのケーシングの間の空間を、空気を圧縮するためのインナー部のガス流の主流路6とエンジン中の空気のバイパス流が流れる第二の流路7とに分ける働きをしている。かくして、該ガスの流路6, 7のそれぞれは、エンジンの長手方向の中心軸2に対して垂直な断面の形状では、環状であるのである。

該エンジン1は、周囲の空気9を取り入れるファン8、ブースター、すなわち低圧コンプレサー(LPC)10、そして高圧コンプレサー(HPC)11（これはガス流の主流路6に設けられている）、燃焼器12、高圧タービン(HPT)13及び低圧タービン(LPT)14から構成されており、該燃焼器12は燃料を高圧コンプレサー11により圧縮された空気と混合して燃焼ガスを生成せしめ、その燃焼ガスは高圧タービン(HPT)13及び低圧タービン(LPT)14を通って下流に流れていき、該低圧タービン(LPT)14からは燃焼されたガスが当該エンジンから排出されるようになっている。

高圧シャフトは、該高圧タービン13を該高圧コンプレサー11に接続して高圧ローターを形成している。低圧シャフトは、該低圧タービン14を該低圧コンプレサー10に接続して低圧ローターを形成している。高圧コンプレサー11、燃焼器12及び高圧タービン13は、まとめてコアエンジンと呼ばれる。該低圧シャフトは、高圧ローターと同軸となるようにそして高圧ローターの半径方向内側に少なくともいくらかは回転可能となるように配置されている。

荷重を支えるエンジン構造体15（以下、スタティック部分品と称する）は、エンジン1の軸方向でみると低圧コンプレサー10及び高圧コンプレサー11との間に配設されている。該荷重を支えるスタティック部分品は、ケース、ハウジング、構造体、又はフレームとしても知られているものである。該部分品15は、エンジンの正常動作サイクルのある種の時期の間では非常にそれに負荷がかかるものである。

図２は荷重を支えるスタティック部分品15の斜視図を示すものである。スタティック部分品15は、環状の中間部部材、すなわちスプリッター部材16、そして該部材16が規定しているインナー通路17、アウター通路18を有している。該インナー通路17は、航空機エンジンのインナーガス流の主流路6の一部を形成している。そして該アウター通路18は、エンジンの空気のバイパス流が流れる第二の流路7の一部を形成している。

中間部の環状の部材16が、環状のインナー支持部材19と環状のアウター支持部材20の間で円周方向に離間し且つ半径方向に放射状に延びる複数のインナーストラット21及びアウターストラット22、すなわちステーターベーン（静止翼）により支持されている。該インナー及びアウター支持部材19, 20及び該中間部の環状の部材16は、同軸筒状のものである。

該インナーストラット21の反対側端部は、環状のインナー部材19及び中間部の環状の部材16に固着されて該部材の間の構造荷重を伝達する。該アウターストラット22の反対側端部は、中間部部材16及び環状のアウター部材20に固着されて該部材の間の構造荷重を伝達する。

隣接するストラット21, 22の間の隙間を通って空気は後方へ押しやられる。アウターストラット22の各々は、その長さ方向に沿って、翼形状の断面を有している（図３参照）。その結果、隣接するストラットの間の隙間を通って後方へ押しやられる空気は、エンジンの後方への流れの成分に入っていく前に常法により軸に対してまっすぐな流れとされる。

図３は該荷重を支えるストラット22の一つの断面図を示すものである。ストラット22は、荷重を支えるコア部材24、該コア部を取り囲んでいる衝撃抵抗性のシェル部材25、そして該コア部24と該シェル部との間に配置されたエネルギー吸収材料26からなっているものである。該ストラットの前縁部27は、コーティングなどの金属製の部分28を有しており、衝撃や腐食に対する抵抗性が高められている。当該部分28は、別の場合には、非金属性の材料からなっていてもよい。

荷重を支えるコア部24は、該ストラット22の長手方向に延びている長細い形状のビーム材によって形成されている。コア部24は、ストラット22の先端縁部27からその尾縁部29までの方向において、該ストラットを横断する方向より実質的に長く延びている細長い断面形状を有している。コア部材は、実質的に長方形の断面のものである。

コア部24は、該環状のアウター支持部材20と該中間部部材16に固着されて当該部材と一緒に一体的なカーカスを形成している。言い換えれば、該カーカスは、ワンピース構造体となっている。このように、該コア部材24とそれぞれの支持部材の間には機械的にしっかりとしたジョイントが存在する。

該エネルギー吸収材料26は該コア部24と該シェル部25との間に離間構造体を形成する。特には該エネルギー吸収材料26は該コア部24の周りの切れ目のない構造体を形成しているし、該ストラット21の半径方向で該コア部24と該シェル部25の両方に接触している。
当該材料26は好ましくはポリマー製のフォーム（発泡品）により形成されている。該エネルギー吸収フォーム26は、高い熱的性状を有したり、軽量であるべきである。該軽量材料は発泡フォームであってよい。より具体的な例としては、該軽量材料はポリメタクリルアミドの硬質フォームであってよい。

該衝撃抵抗性のシェル部材25は、コア部24及びエネルギー吸収材料26を取り囲んでいる切れ目のない構造物を形成しているものである。該シェル部材は、ポリマーコンポジットからなっているものである。ポリマーコンポジット製のシェル部材25はポリマーマトリックス材料28に埋め込まれている複数のファイバーを含んでいるファイバー構造体からなるものである（図４参照）。

ファイバー構造体27は、該ストラット22の長手方向にマトリックス材料28を貫通している。該マトリックス材料は、好ましくは硬化性ポリマー中で形成され、特には熱硬化性の物質中で形成され、そして好適にはエポキシマトリックス中で形成される。当該ファイバー27は、好ましくはカーボンファイバーにより形成されるか、あるいはガラスファイバーにより形成される。

上記した具体例のほかの例又はそれを補足する例に従うと、周方向に離間して配置されている環状のインナーストラット21は、図３に示され、そして上記したデザインを有しているものである。

本発明は、スタティックガスタービン部分品15を修繕する方法にも関する。該スタティックガスタービン部分品15を使用した後、各々のストラット21の使用済みの衝撃抵抗性のシェル部材25と使用済みのエネルギー吸収材26を一体構造のカーカスのコア部24から取り除き、次に、新しい衝撃抵抗性のシェル部材と新しいエネルギー吸収材料をその使用済みの一体構造のカーカスのコア部に使用する。

本修理方法の第一の実施例によれば、そのエネルギー吸収材料は、少なくとも切れ目なく連続しているといったものではなく且つ周囲を取り囲むといった半硬質構造体のものから作られている。該構造物は、コア部を受容するための開口部を有しており、新しいエネルギー吸収材をそのコア部に対して移動することで、該開口部にコア部を受容することになる。該エネルギー吸収構造は、該コア部を受け入れるための後方側の端部に細長い小さな穴を有するもので、その細長い小さな穴を規定している断片を別々にすることにより該コア部を受け入れるというものであってよい。その新しい半硬質で切れ目なく連続しているといったものではないエネルギー吸収材料をコア部に配置した後、そのエネルギー吸収材の周りにシェル部材を取り付ける。

本修理方法の第二の実施例によれば、その新しいシェル部材は少なくとも半硬質の切れ目なく連続しているといったものではない周囲を取り囲むといった構造体のものから作られている。該コア部材は、該半硬質の構造体の内側に配置され、その構造に関し望ましい位置に固定される。フォームの形態の新しいエネルギー吸収材料は、当該硬い構造体の中に注入され、該コア部とその硬い構造体の間の空間を満たすことになる。

本修理方法の第三の実施例によれば、そのシェル部材は二つの部品から作られている。切れ目なく連続しているといったものではない構造形態の比較的変形しなくて且つ柔軟性を有する第一の部品は、コア部を取り囲むように配置される。その第一の部品は、該コア部を受け入れるための後方側の端部に細長い小さな穴を有するもので、その細長い小さな穴を規定しているアーム部材を別々にすることにより該コア部を受け入れるというものであってよい。その後、第二のシェル用の部品がその第一の部品の外側に配置され、変形しない且つ連続している構造体を形成する。該第二の部品は、テープ又はフィルムの形態で使用されるものであってよい。その後、フォーム形状のその新しいエネルギー吸収材は、そのシェル構造物の中に注入され、該コア部とそのシェル構造体の間の空間を満たすことになる。その後で、そのコンポジット構造物は、硬化せしめられる。

別の実施例によれば、そのシェル部の内側形状に実質的に相当する内側の形を持っている鋳型具を使用済みで且つ被覆がされてないコア部の周りに配置し、そのエネルギー吸収材料を該コア部と該鋳型具により画定される空間の中で鋳造する。その後に、該鋳型具を取り除き、次に、該シェル部をそのエネルギー吸収材の周りに配置し、そのシェル部に圧力及び／又は熱を加えて当該エネルギー吸収材に結合する。

本発明は、上記した具体的な態様になんら限定されるものでなく、数多くの別の態様あるいは改変された態様が添付の特許請求の範囲の請求項の範囲を逸脱することなく可能である。

当該エネルギー吸収材26の別の例としては、バルサ材などの異なっている注入することはできない軽量な材料から作られていてもよい。

別の具体的な態様によれば、円周方向に離間しているストラットのインナー列及び／又はアウター列のすべてのストラットが、上記したようにして設計されている訳ではない。
一つのストラット列において１個又は数個のストラットが、オイル及び／又は空気の取り入れ及び取り出しのための手段などのサービス用の装置部品を収容するためとか、測定された圧力及び／又は温度などに関する情報を伝えるための電気ケーブルとか金属製のケーブルなどの装備を収容するため、中空となっているといったように、異なるデザインとなっていてもよい。該ストラットは、気体の流れに対する影響をできるだけ少なくするように対称型の航空機の翼の形状の対称型の断面を持つものであってよい。

このように、異なるデザインとされた円周方向に離間しているストラットのストラット列からなる部分品において、本発明のデザインのストラットは荷重を支える機能を確かなものとする一方、他の、異なったデザインとされたストラットでは空気力学的な機能を持つのみとしてあってよい。空力的なストラットの少なくともいくらかのものは、堅固なものであってよい。

該コア部材は、示されている具体例では、実質的に長方形の断面を有している固いビーム材から作られている。別の例としては、該ビーム材は、楕円形断面形状又は航空機の翼の形の断面形状に似た、異なっている断面形状を有していてもよい。さらに別の例としては、該ビーム材は、中空のものであってよい。

別の具体的な態様にしたがえば、環状のインナー部材及び環状のアウター部材との間に配設されているいかなる中間部部材もないものである。この具体例においては、円周方向に間隔を空けて配置され且つ半径方向に放射状に向いているストラットの一つの列のみが、環状のインナー部材及び環状のアウター部材との間に配設されている。次にそのストラットの反対側端部は、環状のインナー部材及び環状のアウター部材の両方にしっかりと連結されている。

さらなる別の具体的な態様にしたがえば、図２に示されている部分品は、二つの異なるユニット（単位装置）からなっているものである。第一のユニットは、インナーリング状部材、中間部リング状部材、そして円周方向に間隔を空けて配置されているストラットのインナーストラット列からなっている。第二のユニットは、その中間部リング状部材のアウター部分、アウターリング状部材、そして円周方向に間隔を空けて配置されているストラットのアウターストラット列からなっている。本具体例では、その第一のユニットは、インナーストラットのコア部を有している第一のカーカスを含有しているもので、そしてその第二のユニットは、アウターストラットのコア部を有している第二のカーカスを含有しているものである。該第二のユニットは、該第一のユニットに対して半径方向外側に結合されて、当該部分品を形成する。

その最後に記載の具体例のさらなる別の例に従えば、その別々である二つのユニットの一方のみが、図３に示され且つ上記された本発明のストラットであるようにデザインされているものである。その場合の別のユニットは、通常のデザインのストラットを含有しているものである。

本スタティックガスタービン部分品は、もちろん、エンジンのその他の位置、例えば、タービンの位置、高圧タービンと低圧タービンの間といった所などにも適用してよい。本発明の部分品のさらなる別の配置部位としては、エンジンファンの上流側の空気吸入部位などである。

当該コンポジット製シェル部のデザインは、図面に示されたデザインと異なるものであってよい。例えば、ファイバーの配置が異なっていてよい。例えば、複数のファイバーからなるいくつかの層が配置されているものであってよい。

図１は航空機エンジンの側面断面の一部の概略図である。 図２は図１の航空機エンジンのスタティックガスタービン部分品の斜視図を示す。 図３は図２のガスタービン部分品のストラットの断面図を示す。 図４は図３のストラットの一部を切断して示したものである。

Claims (19)

1. 環状のインナー支持部材及び環状のアウター支持部材(16, 19, 20)並びに円周方向に間隔を空けて配置され且つ半径方向に放射状に向いている複数のストラット(21, 22)であって、構造上の負荷を伝達するために当該支持部材(16, 19, 20)の間に設けられている当該ストラットを備えているスタティックガスタービン部分品(15)であって、
   複数の該ストラット(21, 22)のそれぞれが、
   - 該インナー支持部材及びアウター支持部材(16, 19, 20)の双方にしっかりと固定され且つ該支持部材と一緒になり一体的な構造のカーカスを形成している荷重を支えるコア部材(24)、
   - 該コア部(24)を取り囲んでいる衝撃抵抗性のシェル部材(25)、及び、
   - 該コア部(24)と該シェル部(25)の間に設けられているエネルギー吸収材料(26)
   を含んでいるものであることを特徴とするスタティックガスタービン部分品(15)
2. 該エネルギー吸収材料(26)がコア部(24)を取り囲んだ切れ目のない構造体を形成するものであることを特徴とする請求項１記載のスタティックガスタービン部分品。
3. 該エネルギー吸収材料(26)が該ストラット(21, 22)の半径方向で該コア部(24)と該シェル部(25)の両方に接触しているものであることを特徴とする請求項１又は２記載のスタティックガスタービン部分品。
4. 該エネルギー吸収材料(26)がフォームにより形成されているものであることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品。
5. 該衝撃抵抗性のシェル部材(25)がポリマーコンポジットにより形成されているものであることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品。
6. 該衝撃抵抗性のシェル部材(25)がコア部(24)を取り囲んでいる切れ目のない構造物を形成しているものであることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品。
7. 該コア部材(24)が該ストラット(21, 22)の長手方向に延びている長細い形状のビーム材によって形成されているものであることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品。
8. 該ストラット(21, 22)は細長い断面形状を有しており、該コア部材(24)は該ストラットの細長い断面形状の縦長方向に延びている細長い断面形状を有しているものであることを特徴とする請求項１〜７のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品。
9. 中間部の環状部材(16)が該インナー支持部材及びアウター支持部材(19, 20)の間に配置され、その中間部の部材(16)は半径方向に放射状に向いているインナー及びアウターストラット(21, 22)の二つのストラット列により上記部材(19, 20)の間で支えられているものであることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品。
10. 請求項１〜９のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品(15)を備えているガスタービン(1)。
11. 請求項１〜９のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品(15)を備えている航空機エンジン(1)。
12. スタティックガスタービン部分品(15)を使用した後、各々のストラット(21, 22)の使用済みの衝撃抵抗性のシェル部材(25)と使用済みのエネルギー吸収材(26)とを一体構造のカーカスのコア部材(24)から取り除き、次に、新しい衝撃抵抗性のシェル部材と新しいエネルギー吸収材料をその使用済みの一体構造のカーカスのコア部に適用することを特徴とする請求項１〜９のいずれか一記載のスタティックガスタービン部分品(15)の補修方法。
13. 該新しいシェル部材が少なくとも切れ目なく連続しているといったものではなく且つ周囲を取り囲むといった半硬質の構造体のものから作られており、そして該コア部材が該半硬質の構造体の内側に配置され、その構造に関し望ましい位置に固定されており、そして該新しいエネルギー吸収材料が該コア部と当該硬い構造体の間の空間に配置されているものであることを特徴とする請求項１２記載の方法。
14. 該新しいエネルギー吸収材料が少なくとも切れ目なく連続しているといったものではなく且つ周囲を取り囲むといった半硬質の構造体のものから作られており、そして該構造体がコア部を受容するための開口部を有しており、そして該新しいエネルギー吸収材料がそのコア部に対して移動せしめられ、該開口部にコア部を受容せしめられるものであることを特徴とする請求項１２又は１３記載の方法。
15. 該コア部の周りに新しい切れ目なく連続しているといったものではない半硬質のエネルギー吸収材料を配置した後、該コア部材をそのエネルギー吸収材の周りに適用することを特徴とする請求項１４記載の方法。
16. 該新しいエネルギー吸収材料が、フォームの形態のもので、該硬い構造体中に注入され、該コア部とそのシェル構造体の間の空間を満たすものであることを特徴とする請求項１３記載の方法。
17. 該シェル部材の内側形状に実質的に相当する内側の形を持っている鋳型具を該コア部材の周りに配置し、そして該エネルギー吸収材料を該コア部材と該鋳型具により画定される空間の中で鋳造することを特徴とする請求項１２記載の方法。
18. 該鋳型具を取り除き、そして、その後に、該シェル部材を該エネルギー吸収材の周りに配置することを特徴とする請求項１７記載の方法。
19. 該シェル部材に圧力及び／又は熱を加えて当該エネルギー吸収材に該シェル部材が結合せしめられているものであることを特徴とする請求項１８記載の方法。

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