JP6145167B2 - セラミック基材料を含有する翼形部品及びその方法 - Google Patents

Description

本発明は、概して、ターボ機械の翼形部品の製造方法及び該方法で製造された翼形部品に関する。より具体的に、本発明は、先端キャップを有するセラミック基翼形部品の製造方法並びに該方法によって製造された翼形部品を対象とする。

ガスタービンのブレード（バケット）及びベーン（ノズル）を始めとするターボ機械の部品は、典型的に、タービンの動作温度及び動作条件にとって望ましい機械的及び環境的な特性を有する、ニッケル基、コバルト基又は鉄基の超合金で形成される。ガスタービンの効率がその動作温度に依存するので、益々高い温度に耐えられる部品の需要が存在する。部品の最高局所温度がその合金の溶融温度に近づくので、強制空冷が必要になる。このため、ガスタービンの翼形部及び特にそれらの低圧及び高圧のタービン（ＬＰＴ及びＨＰＴ）ブレードは、翼形部内の内部冷却通路に空気が押し込まれるとともに、次いで翼形部表面で冷却穴を通じて排出される、複雑な冷却機構をしばしば必要とする。翼形部品は、内部キャビティ圧力を調節して冷却通路及び冷却穴を通じた適切な空気流を可能にする、先端キャップを備え得る。先端キャップは、典型的に、金属空冷式のＬＰＴ及びＨＰＴブレードに鋳造、蝋接又は溶接される。

ガスタービンの高い動作温度が、それらの効率を向上するために引き続き求められるので、代替的な材料が研究されている。セラミック基材料は、それらの高温性能が冷却空気の必要性を著しく低下させるので、注目に値する例である。本明細書において、セラミック基材料は、均質な（モノリシックな）セラミック材料及びセラミックマトリックス複合体（ＣＭＣ）材料を包含する。ＣＭＣ材料は、一般に、セラミックマトリックス材料に埋め込まれたセラミック繊維補強材料を備える。補強材料は、マトリックス材料内にランダムに分散される非連続短繊維、又は、マトリックス材料内に配向された連続繊維もしくは繊維束であり得る。補強材料は、マトリックスのひび割れに際してＣＭＣの荷重支持成分の役割を果たす。同様に、セラミックマトリックスは、補強材料を保護し、その繊維の配向を維持し、補強材料に荷重を分散する役割を果たす。マトリックス及び／又は補強材料としての炭化ケイ素（ＳｉＣ）等のケイ素基複合体は、航空機ガスタービンエンジン、及び発電産業で使用される陸上ガスタービンエンジンを始めとするガスタービンの高温部品にとって特に関心が高くなっている。ＳｉＣ繊維も、ＴｉＣ、Ｓｉ₃Ｎ₄及びＡｌ₂Ｏ₃を始めとする様々な他のセラミックマトリックス材料用の補強材料として使用されている。連続繊維補強セラミック複合体（ＣＦＣＣ）は、シュラウド、圧縮器ライナ、ベーン（ノズル）、ブレード（バケット）、及び、ガスタービンの他の高温部品を始めとする様々な高温荷重支持用途のための、軽量、高強度及び高剛性を呈するＣＭＣの具体的な形式である。Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社によってＨｉｐｅｒＣｏｍｐ（登録商標）の名の下で開発された、ＣＦＣＣ材料の注目に値する例は、炭化ケイ素及びケイ素元素もしくはケイ素合金のマトリックス中に連続炭化ケイ素繊維を含有する。

ＣＭＣ部品の製造には、化学蒸気浸透（ＣＶＩ）及び溶融浸透（ＭＩ）を含む様々な技術を利用できる。これらの製造技術は、様々な加工段階での熱及び化学処理の適用を含むプロセスを通じてニアネットシェイプ物品を製造するために工具又は金型との組合せで使用されている。そのようなプロセスの例は、特にＳｉＣ／Ｓｉ−ＳｉＣ（繊維／マトリックス）ＣＦＣＣ材料について、米国特許第５０１５５４０号、同第５３３０８５４号、同第５３３６３５０号、同第５６２８９３８号、同第６０２４８９８号、同第６２５８７３７号、同第６４０３１５８号及び同第６５０３４４１号並びに米国特許出願公開第２００４／００６７３１６号に開示されている。そのようなプロセスの１つは、所望の補強材料、ＣＭＣマトリックス材料の前駆体、及び１つ以上の結合材をそれぞれが備える、テープ様の構造形式であるプリプレグからＣＭＣを製造することを伴う。結合材（Ｂ段階）を部分的に乾燥させ、適切である場合には部分的に硬化させた後、得られたテープは、他のテープと共にレイアップされ、減量化され、適切である場合には、硬化プリフォームを製造するために圧力及び温度の増加に付しながら硬化される。プリフォームは、次いで、溶剤を除去し、結合材を分解し、前駆体を所望のセラミックマトリックス材料へと変換するために、真空中又は不活性雰囲気中で燃焼（熱分解）され、溶融浸透の準備が整った多孔性プリフォームを生じさせる。溶融浸透中、溶融ケイ素及び／又はケイ素合金は、典型的に、プリフォームの空隙に浸透して空隙を充填し、追加の炭化ケイ素を形成するために炭素と反応し得る。

議論を進めるために、ガスタービンエンジンの低圧タービン（ＬＰＴ）ブレード１０が図１に表されている。ブレード１０は、ＣＭＣ材料を始めとするセラミック基材料から製造できる部品の例である。ブレード１０は、概して公知の形式として表されており、航空機ガスタービンエンジンのタービンセクション内のディスク又はロータ（不図示）に取り付けるようになっている。このため、ブレード１０は、ディスクの周縁に形成された相補的なダブテールスロットと噛合することによりブレード１０をタービンディスクに定着するためのダブテール１２を含むように表されている。図１に表すように、噛合特徴は、ダブテールスロットにより形成された凹部に係合する１つ以上の突出部１４を備える。ブレード１０は、ダブテール１２が形成されるシャンク２０から翼形部１８を隔てるプラットフォーム１６を有するようにさらに示されている。

セラミック基タービンブレードを製造するための現在の最新技術のアプローチは、金属ブレードを作るために現在用いられる従来のインベストメント鋳造技術と酷似しており、製造プロセスでダブテール１２、プラットフォーム１６、及び翼形部１８を単一部材として一体化することを伴う。それらの比較的高い温度性能のために、ブレード１０等のＣＭＣ翼形部は、金属翼形部品について上述した目的のための先端キャップを備えていない。また、金属空冷式のＬＰＴ及びＨＰＴブレードプロセスに先端キャップを取り付けるために用いられる蝋接及び溶接の技術は、ＣＭＣ材料で形成された翼形部品に先端キャップを取り付けるには一般に実用的ではない。加えて、先端キャップは、ＣＭＣブレードへの先端キャップの統合が設計及び製造の課題を課すように、ブレード１０の翼長方向と交差する向きの形状特徴を形成する。さらに、典型的なＣＭＣ材料の低い歪み破壊性能は、先端キャップが大きな遠心力に付されるタービンブレードのような回転ＣＭＣ翼形部品の先端キャップを実施することに対して追加の課題を課す。

欧州特許出願公開第１８２６３６２号明細書

本発明は、セラミック基材料を含有する翼形部品の製造方法を提供し、方法では、セラミック基材料で形成された先端キャップが統合されるとともに、空冷能力を提供するための空気冷却キャビティ及び冷却穴をさらに統合し得る部品を生じさせる。

本発明の第１の態様では、セラミック基材料の前駆体を含む翼形部材料から翼形部品の翼形部を形成することを伴う方法が提供される。翼形部材料は、翼形部の凹壁及び凸壁を画成し、凹壁及び凸壁は、翼形部の先端領域及び翼形部内の少なくとも第１のキャビティを画成する。セラミック基材料の前駆体を含む少なくとも第１のプライが形成され、第１のプライは、翼形部の先端領域で第１のキャビティを少なくとも部分的に閉鎖する。翼形部の翼形部材料及び第１のプライは、次いで、第１のキャビティを先端領域で閉鎖する先端キャップを第１のプライが形成するとともに、翼形部材料の前駆体及び第１のプライが翼形部材料のセラミック基材料へと変換されるように硬化される。

本発明の好適な態様では、上述の方法で製造された翼形部品は、非限定的な例としてターボ機械のタービンブレードであり得る。

本発明の技術的効果は、内部空冷機構と組合せての使用に適した先端キャップを有するＣＭＣ翼形部品を製造できることであり、先端キャップは、タービンブレードを含む回転翼形部品に含めるための強度及び効果的な荷重伝達を呈する。

本発明の他の態様及び利点は、以下の詳細な説明からより理解されるであろう。

本発明の実施形態に係るＣＭＣ材料で形成できる形式のタービンブレードを概略的に表す斜視図である。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域を概略的に表す端面図であり、本発明のある実施形態に係るプリプレグプライに基づく先端キャップの一体化を表している。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域を概略的に表す翼長方向断面図であり、本発明のある実施形態に係るプリプレグプライに基づく先端キャップの一体化を表している。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域を概略的に表す端面図であり、本発明の他の実施形態に係るプリプレグプライに基づく先端キャップの一体化を表している。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域を概略的に表す翼長方向断面図であり、本発明の他の実施形態に係るプリプレグプライに基づく先端キャップの一体化を表している。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域を概略的に表す翼弦方向断面図であり、本発明のある実施形態に係るブレード内の複数のキャビティを閉鎖する先端キャップの一体化を表している。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域を概略的に表す翼弦方向断面図であり、本発明のある実施形態に係るブレード内のキャビティをそれぞれ個別に閉鎖する複数の先端キャップの一体化を表している。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域を概略的に表す２つの斜視図であり、本発明の他の実施形態に係る補強先端キャップの一体化を表している。 タービンブレード（図１のタービンブレード等）の先端領域の斜視図であり、本発明の実施形態により構成された先端キャップ内の穴の一体化を表している。

本発明は、セラミック基材料を含有する部品の製造方法に関し、特に、セラミック基材料、好ましくはＣＭＣ材料で形成された部品の１つ以上の内部キャビティを閉鎖するために使用することのできる１つ以上の先端キャップの統合に関して説明する。様々な用途が想定できるとともに可能であるが、特に関心の高い用途は、例えば、陸上及び航空機のガスタービンエンジンを始めとするガスタービンのタービン部品等の高温用途を含む。図１のＣＭＣタービンブレード１０は、以下の議論の例として役立つであろう。本発明は、広範なセラミック基材料に適用可能であるが、本発明にとって特に関心の高いセラミック基材料は、例えば、炭化ケイ素のマトリックス内のＣＭＣ＝ｓ等の炭化ケイ素連続繊維等の、補強材料及び／又はマトリックス材料として炭化ケイ素を含有するＣＭＣ材料であると思われる。しかし、非限定的な例として炭化チタン（ＴｉＣ）、窒化ケイ素（Ｓｉ₃Ｎ₄）及び／又はアルミナ（Ａｌ₂Ｏ₃）で形成された繊維及び補強材料を始めとする他のセラミック基材料も、本発明の技術的範囲に属する。

当分野で知られているように、ブレード１０の翼形部１８は、セラミック基材料、特にＣＭＣ材料から製造するための優秀な候補であり、これは、翼形部が、ターボ機械のタービンセクション内の高温燃焼ガスに直接晒されるとともに、一般に線形形状を有するためである。他方、内部冷却キャビティ、冷却穴及び先端キャップの統合は、翼形部１８が、その主要翼長軸線に沿う概ね線形の形状を有する一方で、先端キャップが、ブレード１０の翼長方向と交差する向きの形状特徴であるという点で、より複雑な形状を生じさせる。さらに、先端キャップの軸ずれ形状は、エンジンの動作中に高い機械的荷重を受け、したがって、設計、製造、及び、ＣＭＣ材料で形成されたブレードとの一体化に相当な課題を課す構造境界性能を必要とする。本発明は、ＣＭＣ材料の高温性能の利点を利用する方法を提供する一方、ＣＭＣ材料で形成された翼形部品内に先端キャップを一体化することの困難性を解消する。特に、本発明の好適な態様は、プライから先端キャップを製造できること、及び、レイアップ法を利用してプライから形成された翼形部の一部として先端キャップを完全に一体化できることである。

図２Ａ、図２Ｂ、図３Ａ、図３Ｂ及び図４〜図７は、図１のブレード１０の先端領域の概略図を表しており、本発明の様々な非限定的な実施形態に係るプライ２４に基づく先端キャップ２２の一体化を表している。翼形部１８及び先端キャップ２２は、例えばプリプレグの使用のような公知の方法で製造されたセラミック基材料から製造できる。具体的な例として、翼形部１８及びそのキャップ２２は、前述のタイプのプリプレグ溶浸（ＭＩ）法を用いてそれぞれ製造できるが、複数のプリプレグは、１つ以上の所望の補強材料、及びＣＭＣマトリックス材料の前駆体、並びに１つ以上の結合材を含有するように形成される。プリプレグは、レイアップを受け、減量化及び硬化される一方、高い圧力及び温度を受けており、積層プリフォームを形成するために様々な他の加工工程に付すことができる。その後、積層プリフォームは、結合材を分解して、次いで、好ましくは溶融溶浸を受ける多孔性プリフォームを製造するために、真空中又は不活性雰囲気中で加熱（燃焼）される。ＣＭＣ材料が炭化ケイ素のセラミックマトリックス（ＳｉＣ／ＳｉＣ ＣＭＣ材料）内に炭化ケイ素補強材料を備える場合、溶融ケイ素又はケイ素合金は、典型的に、空隙に浸透して充填するために使用され、好適な実施形態ではは、マトリックス内の炭素成分（炭素、炭素源、又は炭素木炭）と反応して炭化ケイ素を形成するために使用される。しかし、本発明が他の形式及びセラミックとＣＭＣ材料の他の組合せにも適用されることは以下の議論から明らかであろう。さらに、例えば、炭素繊維布で補強された化学的蒸気浸透（ＣＶＩ）ＳｉＣ （Ｃ／ＳｉＣ）、ＣＶＩ／スラリ鋳造／溶融浸透ＳｉＣ／ＳｉＣ、及びＳｉＣ布で補強されたＣＶＩ ＳｉＣ等の布補強ＣＭＣ等、プリプレグ以外の材料を用いて、単一の翼形部１８及びキャップ２２が製造できると想定される。マトリックスを布補強プリフォーム内に堆積させるために、ポリマー浸透熱分解（ＰＩＰ）法も使用され得、この場合、ＳｉＣ又は炭素布を使用することができる。

本発明の好適な態様では、先端キャップ２２の製造は、先端キャップ２２を翼形部１８の線形構造に完全に一体化することを意図する工程を伴う。図２Ａ及び図２Ｂは、本発明の好適な態様では、ＣＭＣ材料で全体的に形成することができるとともに上述のＣＭＣプロセスで製造することができる、先端キャップ２２の製造中のブレード翼形部１８のブレード先端領域の例を表している。図２Ａ及び図２Ｂに表すように、先端キャップ２２は、複数のプリプレグプライ２４から製造される。図２Ａ及び図２Ｂは、図２Ｂに表すように複数のプライ３４から製造される、翼形部１８の凸（負圧）壁２６及び凹（正圧）壁２８によって、それらの壁の間に形成されたキャビティ３０内に配されるようにプライ２４を表している。図２Ａ及び図２Ｂは、翼形部１８の翼弦方向に延びるようにプライ２４をさらに表している。上述の通り、プライ２４及び３４のそれぞれは、好ましくは、所望の補強材料及び所望のセラミックマトリックス材料の適切な前駆体を含む。先端キャッププライ２４の補強材料及びセラミックマトリックス材料は、好ましくは、必須ではないが、翼形プライ３４の材料と同じである。

様々な数のプライ２４がブレード１０の先端キャップ２２の構造に統合することができることを理解すべきである。翼形部１８のブレード先端領域内のキャビティ３０の部分を完全に充填する適切な厚さの先端キャップ２２を形作るために、プライ２４の大部分は、概ね等しい翼弦方向長さを有するように表されている（図２Ａ）。加えて、プライ２４の大部分は、先端キャップ２２が翼形部１８の各壁２６及び２８の端部と実質的に面一となるように、概ね等しい翼長方向長さを有するように表されている（図２Ｂ）。しかし、幾つかのプライ２４は、キャビティ３０の様々な幅に適合するために翼弦方向で他よりも意図的に短く表されており（図２Ａ）、幾つかのプライ２４は、翼長方向でも他よりも意図的に短く表されている（図２Ｂ）。プライ２４の長さ及び幅は、例えば、段階的構成と称することができるものを生じさせるために長さ及び／又は幅を増減させる結果として、変化し得ることを理解すべきである。これにより、図２に表されている具体的な形状及びサイズ以外のプライ２４の形状及びサイズが想定できるとともに、それらは、本発明の技術的範囲に属する。

本発明の好適な態様では、翼長方向の短いプライ２４は、先端キャップ２２の径方向内側端で楔状輪郭３２を形成するために利用される。図２Ｂに見られるように、キャップ２２の楔状輪郭３２は、翼形部１８の凸壁２６及び凹壁２８の内面に形成された相補的な切欠き３３に係合する。先端キャップ２２の楔状輪郭３２及び翼形部キャビティ３０内の切欠き３３は、特に先端キャップ２２のプライ２４が燃焼して溶融浸透した後に、協働してキャビティ３０内の先端キャップ２２に噛合し、先端キャップ２２が、ブレード１０の動作中に発生する大きな遠心力に耐えることを可能にする。

ブレード１０及びその先端キャップ２２の製造を完了するために、レイアップされたプリプレグプライ２４及び３４は、好ましくは、結合材が焼き尽くされるとともにセラミック前駆体が補強材料のための所望のセラミックマトリックス材料に変換される燃焼に続いて、硬化を受ける前に減量化される。適切な減量化、硬化及び燃焼の処理、並びに、ブレード１０の最終的な所望の形状及び特性を実現するのに必要な任意の追加処理については、当分野で知られているので、さらに記述しない。

図２Ａ及び図２Ｂには、翼形部１８の翼長方向及び翼弦方向に向くように先端キャップ２２のプライ２４が表されている一方、図３Ａ及び図３Ｂは、プライ２４が翼形部１８の厚さ方向及び翼弦方向に向いている他の実施形態を表している。プライ２４の向きの違いの他は、先端キャップ２２は、図２Ａ及び図２Ｂの実施形態について記述したのと本質的に同じ方法で製造されて翼形部１８と噛合することができる。

図４〜図７は、本発明の様々な態様によって製造できる先端キャップ２２の追加構成を表している。図２Ａ、図２Ｂ、図３Ａ及び図３Ｂには、翼形部１８の単一のキャビティ３０を充填するように単一の先端キャップ２２が表されているが、図４は、翼形部１８内の複数のキャビティ（冷却通路）３０を閉鎖するように単一の先端キャップ２２を表しており、図５は、翼形部１８内の複数のキャビティ（冷却通路）３０のそれぞれを個別に充填して閉鎖する分離した先端キャップ２２を表しており、図６は、翼形部１８内の複数のキャビティ（冷却通路）３０を閉鎖するために用いる先端キャップ２２の固定を助けるためのピン３８の統合を表している。図４の実施形態では、先端キャップ２２は、全てのブレードキャビティ３０の上部に製造されて、ブレード先端で冷却通路空気流を封止する。図４には、冷却キャビティ３０及び先端キャップ２２のプライ２４を取り囲むように翼形部壁２６及び２８のプライ３４が表されており、先端キャップ２２は、翼形部１８及び先端キャップ２２の両方の硬化中に翼形部壁２６及び２８の内面に結合される。図５では、分離した先端キャップ２２によって各冷却キャビティ３０が個別に封止されている。

図６の補強された実施形態は、先端キャップ２２の空力性能及び遠心載荷性能を向上することを意図している。図６では、翼形部１８内の複数のキャビティ（冷却通路）３０を閉鎖するように単一の先端キャップ２２（図６のブレード先端上部に示されているが、下部の画像ではキャビティ３０及びピン３８を見せるために省略されている。）が表されているが、複数のキャビティ３０を個別に充填して閉鎖する分離した先端キャップ２２も、同一又は同様な方法で補強することができることを理解すべきである。図６に表す実施形態は、積層処置と硬化処理の間に追加工程を伴う。具体的な例において、例えば超音波ニードリング処理によって、翼形部壁２６及び２８と先端キャップ２２を通る穴（不図示）が穿孔され、次いで、硬化に続いて翼形部壁２６及び２８と先端キャップ２２の間の噛合接続を形成するために、例えばプリプレグで形成された、ピン３８が穴に挿入される。

最後に、図７は、翼形部１８内の１つ以上のキャビティ（不図示）に流体接続される、先端キャップ２２の穴４０の統合を表している。金属材料で形成されたブレードの分野において知られているように、先端キャップのパージ穴は、ブレード内の内部キャビティ圧力を調節するために利用されており、このことは、ブレードの冷却通路及び冷却穴を通る冷却空気流量を決定する。図７に表される形式の穴４０は、先端キャップ２２のＣＭＣプライ２４が完全に処理されたときに、溶融浸透の後の穿孔によって形成することができる。使用できる穿孔技術は、放電機械加工（ＥＤＭ）、超音波機械加工、又は他の伝統的な機械加工技術を含む。

本発明が具体的な実施形態に関して説明してきたが、当業者によって他の形態が採用することができることは明らかである。例えば、ブレード１０の個別のキャビティ３０を閉鎖するために必要な先端キャッププライ２４の数は、例えば、翼形部壁２６及び２８の一方又は両方の厚さを増加させることによって修正することができる。さらに、先端キャップ２２の組成は、上述した組成から変化し得、例えば、連続繊維補強材料に代えて非連続（切断）繊維補強材料が使用され得、そうする場合、複数の積層プライ２４によって先端キャップ２２を形成する必要性を潜在的に排除し得る。加えて、溶接又は融合の技術は、溶融浸透の後に先端キャップ２２を翼形部１８に結合するために採用され得、初期の複合積層板の一部として先端キャップ２２を形成する処理を回避する。したがって、本発明の範囲は、以下の請求項によってのみ限定される。

１０ タービンブレード
１２ ダブテール
１４ 突出部
１６ プラットフォーム
１８ 翼形部
２０ シャンク
２２ 先端キャップ
２４ プライ
２６ 凸（負圧）壁
２８ 凹（正圧）壁
３０ キャビティ
３２ 楔状輪郭
３３ 切欠き
３４ プライ
３８ ピン
４０ 穴

Claims (19)

1. 翼形部品の製造方法であって、
   セラミック基材料の前駆体を含む翼形部材料から翼形部を形成する工程であって、翼形部材料が翼形部の凹壁及び凸壁を画成し、凹壁及び凸壁が翼形部の先端領域及び翼形部内の少なくとも第１のキャビティを画成する、工程と、
   セラミック基材料の前駆体を含む少なくとも第１のプライであって、翼形部の先端領域で第１のキャビティを少なくとも部分的に閉鎖する第１のプライを形成する工程と、次いで
   翼形部の翼形部材料及び第１のプライを硬化させて、第１のキャビティを先端領域で閉鎖する先端キャップを第１のプライで形成せしめるとともに、翼形部材料の前駆体及び第１のプライを翼形部材料のセラミック基材料へと変換させる工程と
   を含む方法。
2. 翼形部材料がその前駆体中に補強材料をさらに含んでいて、補強材料が、硬化工程で得られる翼形部材料のセラミック基材料によって形成されるマトリックス中に含有される、請求項１記載の方法。
3. 翼形部材料が複数のプライを含んでいて、各プライがその前駆体中に補強材料を含んでおり、プライの補強材料が、硬化工程で得られる翼形部材料のセラミック基材料によって形成されるマトリックス中に含有される、請求項１記載の方法。
4. 第１のプライが第１のプライの前駆体中に補強材料をさらに含んでいて、補強材料が、硬化工程で得られる第１のプライのセラミック基材料によって形成されるマトリックス中に含有される、請求項１記載の方法。
5. 第１のプライのセラミック基材料の前駆体を各々含んでいる複数の追加プライを形成する工程をさらに含んでいて、翼形部の先端領域で第１のキャビティが第１のプライ及び追加プライによって完全に閉鎖される、請求項１記載の方法。
6. 第１のプライ及び追加プライが、翼形部の翼弦方向及び翼長方向に置かれるように第１のキャビティ内で配向している、請求項５記載の方法。
7. 第１のプライ及び追加プライが、翼形部の翼弦方向及び厚さ方向に置かれるようにキャビティ内で配向している、請求項５記載の方法。
8. 第１のプライ及び追加プライが楔状輪郭を形成する、請求項５記載の方法。
9. 翼形部の凹壁及び凸壁に切欠きを形成する工程と、
   楔状輪郭が凹壁及び凸壁の切欠きに係合するように、第１のプライ及び追加プライを翼形部のキャビティに挿入する工程と
   をさらに含んでいて、先端キャップが、楔状輪郭と切欠きの噛合によって第１のキャビティ内に噛合される、請求項８記載の方法。
10. 翼形部材料が複数のプライを含んでいて、各プライがその前駆体中に補強材料を含んでおり、プライの補強材料が、硬化工程で得られる翼形部材料のセラミック基材料によって形成されるマトリックス中に含有される、請求項５記載の方法。
11. 第１のプライ、追加プライ及び翼形部材料のプライが、布材の溶融浸透を含むプリプレグ処理によって形成されたプリプレグプライである、請求項１０記載の方法。
12. 第１のプライ及び追加プライが、翼形部の先端領域で第１のキャビティのみを完全に閉鎖する、請求項５記載の方法。
13. 翼形部の先端領域で第２キャビティを完全に閉鎖する第２の追加プライをさらに含む、請求項１２記載の方法。
14. 第１のキャビティ内にあるとともに第１のキャビティ内で第１のプライ及び追加プライを包み込む第２の追加プライをさらに含む、請求項１２記載の方法。
15. 第１のプライ及び追加プライが、翼形部の先端領域で第１のキャビティ及び第２キャビティを完全に閉鎖する、請求項５記載の方法。
16. 先端キャップ並びに翼形部の凹壁及び凸壁を１以上のピンによって係合して先端キャップを第１のキャビティ内に固定する工程をさらに含む、請求項１記載の方法。
17. 先端キャップを通るパージ穴を形成する工程をさらに含んでいて、パージ穴が第１のキャビティに流体接続する、請求項１記載の方法。
18. 前記部品がターボ機械のタービンブレードである、請求項１記載の方法。
19. 請求項１記載の方法で製造された部品。