JP6374937B2 - 受動モーフィング構造を備えるタービン翼形部 - Google Patents

Description

本発明は、一般にタービン部品に関し、より具体的には、可変温度環境で使用するためのタービン翼形部に関する。

典型的なガスタービンエンジンは、高圧圧縮機と、燃焼器と、圧力タービンとを、直列流れ関係で有するターボ機械コアを含む。コアは、主ガス流を生成するように公知の方法で動作可能である。特定の用途に対応して、エンジンは、推進力を発生させるためのファン又はブースタ等の他の部品、或いはシャフト又はプロペラを駆動するための出力タービンを含むことができる。

圧縮機及びタービンは、各々静的な翼形部だけでなく翼形の動翼も複数含む１以上のロータ段を含む。これらの翼形部は、典型的には均質な構造である。例えば、翼形部は、金属合金のビレットから鍛造してもよいし、溶融金属合金から鋳造してもよい。

既存のタービンエンジン翼形部の１つの問題は、それらが、ある特定のガス流条件つまり「設計点」でのみ最も効率的で効果的な静的外面形状つまり「静的形状」を有することである。可変形状翼形部が周知であるが、通常それらは機械的に複雑であり、操作者又は自動化された制御システムが介在することを必要とする。

静的形状のタービンエンジン翼形部の別の問題は、動作中に空気力学的、機械的、及び熱的な応力にさらされることであり、それにより、翼形部が静的形状から外れてしまい、翼形部の意図した効率性又は有効性から逸脱することである。

米国特許出願公開第２０１５／０００３９９７号明細書

上述した問題の少なくとも１つは、種々の熱膨脹係数（「ＣＴＥ」）を備える複数の領域を組み込んだタービンエンジン翼形部が対処する。

本明細書で開示される技術の１つの態様によると、タービンエンジン翼形部装置は、根元と先端との間に延在するスタッキング軸線に沿って並べた複数の翼形セクションによって画成される翼形部を含み、
互いに離間した翼形セクションのうちの少なくとも２つは、異なる翼形セクション熱膨張特性を有する。

本明細書で開示される技術の別の態様によると、タービンエンジン翼形部装置は、根元と先端との間に延在し、かつ前縁及び後縁で互いに接合した凹形正圧側壁及び凸形負圧側壁を含む外側表面を有する翼形部を含み、翼形部の翼形セクション熱膨張特性は、根元から先端までで異なっている。

本発明は、添付の図面と併せて以下の説明を参照することにより、最もよく理解することができる。
例示的な圧縮機動翼の概略的な斜視図である。 図１の線２−２に沿う断面である。 図１の線３−３に沿う断面である。 図２の断面図であり、翼形セクションの複数の領域を示す図である。 図４の断面図であり、２つの異なる動作条件での翼形セクションを示す図である。 別の翼形セクションの断面図であり、翼形セクションの複数の領域を示す図である。 図６の断面図であり、２つの異なる動作条件での翼形セクションを示す図である。 ２つの領域の間に遷移ゾーンが設けられた翼形部の一部の概略断面図である。 間に別の遷移ゾーンが設けられた２つの領域を含む翼形部の一部の概略断面図である。 間にさらに別の遷移ゾーンが設けられた２つの領域を含む翼形部の一部の概略断面図である。

図面を参照すると、様々な図を通して同一の参照符号は同一の要素を示しており、図１は、例示的な圧縮機動翼１０を示している。圧縮機動翼１０は、従来のダブテール１２を含んでいるが、これは動翼１０が動作中に回転する際に動翼をディスクに対して半径方向に保持するために、ダブテールスロットの補足タングをロータディスク（図示せず）に係合するタングを含む、任意の適切な形状を有している。動翼シャンク１４は、ダブテール１２から半径方向上向きに延在し、シャンク１４から横方向外向きに突出しシャンク１４を取り囲むプラットフォーム１６で終端する。翼形部１８は、プラットフォーム１６からほぼ半径方向外向きに延在する。翼形部は、プラットフォーム１６及び翼形部１８の接合部に根元２０と、その半径方向外端に先端２２とを有している。翼形部１８は、前縁２８及び後縁３０で互いに接合した、凹形正圧側壁２４と凸形負圧側壁２６とを有している。正圧側壁２４及び負圧側壁２６は、共に外部環境に面する外側表面３２を画成している。翼形部１８がロータディスクによって回転するとき、外側表面３２は、周囲のガス流に流エネルギーを付与するのに適した任意の構成をとることができる。

圧縮機動翼１０は、本明細書で記載される受動モーフィングの原理を組み込んでもよいタービンエンジン翼形部の一例にすぎない。他のタイプのタービンエンジン翼形部の非限定的な例には、動翼付きディスクつまり「ブリスク」の一部である圧縮機動翼、ファン又はブースタ翼形部、タービン動翼、及び静的圧縮機ステータ又はタービンベーンを含む。

翼形部１８の本体及びその外側表面３２は、仮想スタッキング軸線３４に沿って並べた複数の整列翼形セクションの「スタック」として概念化することができる。例えば図２は、翼形部１８の内側部分、例えば中間分岐線３８から内側部分を介して見た第１の翼形セクション３６を示している。例えば図３は、翼形部１８の外側部分、例えば中間分岐線３８から外側部分を介して見た第２の翼形セクション４０を示している。図２及び図３において、仮想翼弦線４２は、前縁２８から後縁３０まで直線状に延在しており、仮想平均キャンバ線４４は、前縁２８から後縁３０まで延在し、正圧側壁２４及び負圧側壁２６から等距離である。湾曲した平均キャンバ線４４を有する翼形部は、「反っている」といわれ、小さな曲率半径で大きな反りを示す。翼弦線４２と軸方向との間の角度は、翼形部１８の食違い角と称され、本明細書では通常θとする。

図１に示すように、スタッキング軸線３４は、直線である必要はなく（すなわち翼形部１８は、「湾曲」していてもよい）、完全に半径方向に延在する必要もない（すなわち翼形部１８は、「リーン」又は「掃引」であってもよい）。実施されると、これにより種々の翼形セクションは、軸方向接平面で互いにずれる。種々の翼形セクションは、互いに対して回転してもよい。例えば、第１の翼形セクション３６は、第２の翼形セクション４０に対して回転し、それにより２つの翼形部分はそれぞれ異なる食違い角θ₁、θ₂を有することになるのが分かる。この特性は、「ねじれ」と呼ぶことができる。

なお、本明細書で用いる「軸方向」又は「長手方向」という用語は、図１において「Ｘ」で示す方向に対応する、ガスタービンエンジンの回転軸に平行な方向を意味し、「半径方向」は、図１において「Ｚ」で示す軸方向に垂直な方向を意味し、「接線方向」又は「周方向」は、図１において「Ｙ」で示す軸方向及び接線方向に互いに垂直な方向を意味する。これらの方向を示す用語は、説明の便宜のためにのみ用いられるものであって、それによって説明した構造の特定の向きを要求するものではない。

圧縮機動翼１０は、金属合金又はセラミック材料のような材料から作ることができる。このような合金を含むすべての材料は、温度変化に応じて伸縮する。熱膨張率又は「ＣＴＥ」と呼ばれる材料特性とは、材料の寸法（すなわち体積又は直線寸法）の変化を、温度変化に関連づけたものである。一般的には、ＣＴＥは、αＶ＝１／Ｖ（ｄＶ／ｄＴ）又はαＬ＝１／Ｌ（ｄＬ／ｄＴ）で表され、ここで、αはＣＴＥ、Ｖは体積、Ｌは長さ、Ｔは温度を表している。航空宇宙合金を含むほとんどの材料は、正のＣＴＥを有するが、それは均質な塊、例えば直方形固体としたとき、その寸法が温度上昇と共に増加するという意味である。

翼形部１８は、受動モーフィング機能を有するように構成することができる。本明細書で用いられる用語「受動モーフィング」は、オペレータ又は制御システムを介さずに、かつ、アクチュエータを用いることなく環境条件（たとえばガス流温度）に応じて形状を変化させる翼形部１８の能力を言う。

受動モーフィング機能は、異なるＣＴＥを有する翼形部１８の複数の領域を選択的に使用することによって実現されてもよい。異なるＣＴＥを有するこれらの領域が、温度変化中に熱機械的に相互作用することにより、翼形部１８を望ましい方法で変形させるような力が生じる。

一般に、受動モーフィングは、異なるＣＴＥを有する２つの領域を軸線の両側に設けることにより実現することができ、この軸線に沿った屈曲運動が望ましい。モーフィング力の正確な特性は、例えば、各領域の材料組成物を変える（それによりＣＴＥに影響を与える）こと、対向する領域の質量を変えること、及び対向する領域の軸線に対する距離を変えることによって調整することができる。

１つの可能な例について、図４を参照して説明する。第１の翼形セクション３６は、第１の領域４６及び第２の領域４８を含み、それぞれは中心キャンバ線４４の対向する端部にある。第１の領域４６は、負圧側壁２６に隣接し、前縁２８から後縁３０までほぼ翼弦全体に延在し、第１のＣＴＥを有する。第２の領域４８は、正圧側壁２４に隣接し、前縁２８から後縁３０までほぼ翼弦全体に延在し、第１のＣＴＥと異なっていてもよい第２のＣＴＥを有する。翼形セクション３６は、作動していない場合の周囲温度（例えばＩＣＡＯ標準日で１５°Ｃ／５９°Ｆ）から少なくとも数百度（例えば、５００°Ｃ／９００°Ｆ）の運転温度にわたる様々な温度になるが、タービン動翼は設計動作条件ではさらに高い温度になることができる。したがって、領域４６及び領域４８の両方が膨張する。図５は、第１の翼形セクション３６の静的形状を実線で、モーフィングされた形状を仮想線で示している。第１の領域４６が第２の領域４８よりも膨張する場合、翼形部１８のキャンバは、高温で増大する傾向がある（図５に示す）。第２の領域４８が第１の領域４６よりも膨張する場合、第１の翼形セクション３６のキャンバは縮小する傾向がある（図示せず）。

図６は、前縁１２８から後縁１３０まで延在する対向する正圧側壁１２４及び負圧側壁１２６を含む別の翼形セクション１３６を参照して、別の可能な例を示している。翼形セクション１３６は、第１の領域１４６、第２の領域１４８及び第３の領域１５０を備えている。第１の領域１４６は、負圧側壁１２６に隣接し、前縁１２８から後縁１３０までほぼ翼弦全体に延在し、翼形部１３６の全厚さを貫通して延びる中心部１５２を有し、第１のＣＴＥを有する。第２の領域１４８は、正圧側壁１２４に隣接し、前縁１２８から中央部分１５２まで翼弦の一部の上に延在し、第１のＣＴＥと異なっていてもよい第２のＣＴＥを有している。第３の領域１５０は、正圧側壁１２４に隣接し、中央部１５２から後縁１３０まで翼弦の一部の上に延在し、第１のＣＴＥと異なっていてもよい第３のＣＴＥを有する。したがって、３つの領域１４６、１４８、１５０のすべては、高温で膨張する。図７は、翼形セクション１３６の静的形状を実線で、モーフィングされた形状を仮想線で示している。例えば、第２の領域１４８が第１の領域１４６よりも膨張し、第３の領域１５０の膨張が第１の領域１４６の膨張より小さい場合、翼形セクション１３６の有効食違い角は、高温で減少する傾向にある（図７に示す）。第３の領域１５０が、第１の領域１４６よりも膨張し第２の領域が膨張する場合、翼形セクション１３６の食違い角は減少する傾向がある（図示せず）。

上述の領域と、領域間の境界とは、翼形部１８にわたって任意の方向（例えば半径方向、軸方向、接線方向又はこれらの組合せ）に延在してもよい。したがって、様々な領域を構成する翼形部１８の部分は、かなりの半径方向長さを有してもよいことが理解されるであろう。それゆえ、材料の特定の連続する部分は、翼形部１８のいくつかの部分内のいくつかの領域を画成することができる。

場合によっては、異なるＣＴＥを有する２つの隣接領域を設けることで、２つの領域の間に望ましくない熱機械的な応力をもたらす可能性がある。したがって、これらの応力を緩和するために、隣接領域の間に遷移ゾーンが設けられてもよい。

例えば、図８に示すように、遷移ゾーン２５０は、上述の領域と同様に２つの領域２４６、２４８の間に配置され、２つの領域２４６、２４８の異なるＣＴＥの中間のＣＴＥを有する別個の領域として実現することができる。

別の例として、図９に示すように、遷移ゾーン３５０は、上述の領域と同様に２つの領域の間に配置され、かつ、遷移ゾーン３５０の全幅にわたって、第１の領域３４６のＣＴＥと一致する組成物から第２の領域３４８のＣＴＥと一致する組成物まで変化する勾配組成物を有する領域として実現することができる。

別の例として、図１０に示すように、遷移ゾーン４５０は、上述の領域と同様に２つ領域４４６、４４８の間に配置され、かつ異なる２つのＣＴＥ領域４４６、４４８の機械的に相互連結又はオーバーラップされた特性４５２を備える領域として実現することができる。

例えば翼形セクション３６がキャンバを変化させる傾向や、翼形セクション１３６が食違い角を変化させる傾向といった上述した翼形セクションの全体的な熱機械的挙動は、一般的に翼形セクションの「熱膨張特性」と呼ぶことができる。

一実施形態では、翼形部１８は、スタッキング軸線３４に沿って配置された複数の翼形セクションを組み入れていてもよく、スタッキング軸線３４に沿って互いに離間した２以上の翼形セクションは、互いに異なる熱膨張特性を有する。

一実施形態では、翼形部１８は、スタッキング軸線３４に沿って配置された複数の翼形セクションを組み入れていてもよく、スタッキング軸線３４に沿って互いに離間した２以上の翼形セクションは、異なるＣＴＥを有する複数の領域をそれぞれ有する。

上述した受動モーフィング原理の１つの潜在的な用途は、翼形部１８を製造時の形状又は設計意図から変えてしまう傾向がある機械的及び空気力学的効果に対して、相殺効果を提供することである。例えば、空気力学的な負荷は、翼形部１８のキャンバを戻してしまう可能性があり、受動モーフィングは、この作用に対処するために使用することができる。

上述した受動モーフィング原理の別の潜在的な用途は、「可変形状」機能を提供することであり、これにより翼形部１８は、低温で所定の第１の形状と、高温で所定の第２の形状とを有する。これは、動作条件に翼形部の形状をより適合させるために行うことができる。

ＣＴＥが可変である領域は、従来の鋳造、鍛造又は機械加工方法を用いた製造には非実用的な場合があるので、上述したタービンエンジン翼形部は、積層造形方法を用いた製造に特に適している。

「積層造形」は、（従来の機械加工方法で見られる材料除去とは対照的な）層ごとの構築や積層加工を含む方法を説明するために、本明細書で使用される用語である。このような方法は「迅速造形方法」と呼ぶこともできる。積層造形方法は、直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）、レーザネットシェイプ製造（ＬＮＳＭ）、電子線焼結、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、インクジェット及びレーザジェット等による３Ｄ印刷、ステレオリソグラフィ（ＳＬＡ）、電子ビーム溶解（ＥＢＭ）、レーザ加工ネットシェイプ（ＬＥＮＳ）及び直接金属蒸着（ＤＭＤ）を含むが、これらに限定されない。

積層構築方法の例は以下の通りである。粉末の層増加単位が供給される（例えば、金属、有機、又はセラミック、又は高分子の粉末）。一例として、増加単位は約１０マイクロメートル（０．０００３インチ）程度とわずかだが、もっと厚くてもよい。レーザ又は電子ビームのような指向性エネルギー源が、構築しようとしている部品の２次元断面を粉末に溶解させるのに使用される。より具体的には、指向性エネルギー源はビームを射出し、ビーム操作装置は、露出した粉末表面上において適切なパターンでビームを操縦するかスキャンするために使用される。露出した粉末層は、最上層内及び以前に固化した任意の下方層の両方において、ビームによって加熱されてある温度になると、溶解し、流れて、固化する。積層造形システムにおける固化は、複数のエネルギービームを使用することによって達成することができる。これらのビームは、溶解／処理を可能にするために焦点に集束させること、或いは構造体の加工を可能にするための材料の要求及び挙動に適合した方法での非同期噴射が可能である。粉末を供給し、指向性エネルギーが粉末を溶解するこのサイクルは、部品全体が完成するまで繰り返される。部品の組成は、積層造形法の過程で粉末の組成を変更することにより変わり、それにより部品の様々な層又は部分を製造することができる。

上記では、受動モーフィング構造を組み込んだタービン翼形部について説明した。本明細書（添付した特許請求の範囲、要約、及び図面を含む）で開示した特徴のすべて、及び／又は開示した任意の方法もしくは処理のステップのすべては、そのような特徴及び／又はステップの少なくともいくつかが相互に排他的である組合せを除いて、任意の組合せで組合せることができる。

本明細書（添付した特許請求の範囲、要約、及び図面を含む）に開示した各特徴は、特に明記しない限り、同一、等価、又は類似の目的を提供する代替的特徴に置き換えることができる。したがって、特に明記しない限り、開示した各特徴は、等価又は類似の特徴の一般的な系列の内の１例にすぎない。

本発明は、上述した実施形態の詳細に限定されるものではない。本発明は、本明細書（添付した新規性の可能性のある点、要約、及び図面を含む）に開示された特徴の内の任意の新規なもの、又は任意の新規な組合せ、或いは開示した任意の方法もしくは処理のステップの内の任意の新規なもの、又は任意の新規な組合せを拡張する。
［実施態様１］
根元（２０）と先端（２２）との間に延在するスタッキング軸線（３４）に沿って並べた複数の翼形セクション（１３６）によって画成される翼形部（１８）を備えるタービンエンジン翼形部装置であって、互いに離間した翼形セクション（１３６）のうちの少なくとも２つは、異なる翼形セクション熱膨張特性を有する、装置。
［実施態様２］
第１の翼形セクション（３６）が、
第１の熱膨張率を有する第１の領域（４６）と、
第２の熱膨張率を有する第２の領域（４８）とを有し、
第１の領域（４６）及び第２の領域（４８）が、第１の翼形セクション（３６）の形状を、温度変化に応じて変化させるように配置されている、実施態様１に記載の装置。
［実施態様３］
第１の翼形セクション（３６）が、前縁（２８）及び後縁（３０）で互いに接合した、凹形正圧側壁（２４）と凸形負圧側壁（２６）とを有し、
第１の領域（４６）が負圧側壁（２６）に沿って延在し、
第２の領域（４８）が、正圧側壁（２４）に沿って延在する、実施態様１に記載の装置。
［実施態様４］
第１の領域（４６）と第２の領域（４８）との間に配置された遷移ゾーン（２５０）をさらに含む、実施態様２に記載の装置。
［実施態様５］
遷移ゾーン（２５０）が、第１の熱膨張率及び第２の熱膨張率の中間の熱膨張率を有する、実施態様４に記載の装置。
［実施態様６］
遷移ゾーン（２５０）が、遷移ゾーン（２５０）の全幅にわたって、第１の領域（４６）の熱膨張率と一致する組成物から第２の領域（４８）の熱膨張率と一致する組成物まで変化する勾配をなす熱膨張率を有する、実施態様４に記載の装置。
［実施態様７］
遷移ゾーン（２５０）が、第１の領域（４６）及び第２の領域（４８）が互いにオーバーラップする形状部によって画成される、実施態様４に記載の装置。
［実施態様８］
第２の翼形セクション（４０）が、
第１の熱膨張率を有する第３の領域（１５０）と、
第２の熱膨張率を有する第４の領域とを含み、
第３の領域（１５０）及び第４の領域が、第２の翼形セクション（４０）の形状を、温度変化に応じて変化させるように配置されている、実施態様２に記載の装置。
［実施態様９］
第２の翼形セクション（４０）が、前縁（２８）及び後縁（３０）で互いに接合した、凹形正圧側壁（２４）と凸形負圧側壁（２６）とを有し、
第３の領域（１５０）が、負圧側壁（２６）に沿って延在し、
第４の領域が、正圧側壁（２４）に沿って延在する、実施態様８に記載の装置。
［実施態様１０］
翼形部（１８）が、３以上の領域を含み、各領域が隣接する領域とは異なる熱膨張率を有する、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１１］
第１の翼形セクション（３６）が、温度変化に応じて第１の翼形セクション（３６）のキャンバを変化させるように構成された複数の領域を含む、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１２］
第１の翼形セクション（３６）が、温度変化に応じて第１の翼形セクション（３６）の食違い角を変化させるように構成された複数の領域を含む、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１３］
翼形部（１８）が、温度変化に応じてそのねじれを変えるように構成されている、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１４］
根元（２０）と先端（２２）との間の全幅にわたって延在し、かつかつ前縁（２８）及び後縁（３０）で互いに接合した凹形圧力側壁（２４）及び凸形負圧側壁（２６）を含む外側表面（３２）を有する翼形部を備えるタービンエンジン翼形部装置であって、翼形部（１８）の翼形セクション熱膨張特性は、根元（２０）から先端（２２）までで異なっている、装置。
［実施態様１５］
翼形部（１８）が、スタッキング軸線（３４）に沿って並べた複数の翼形セクション（１３６）を有し、翼形セクション（１３６）の内の少なくとも２つが、異なる翼形セクション熱膨張特性を有する、実施態様１４に記載の装置。
［実施態様１６］
２以上の翼形セクション（１３６）が、
第１の熱膨張率を有する第１の領域（４６）と、
第２の熱膨張率を有する第２の領域（４８）とを有し、
第１の領域（４６）及び第２の領域（４８）が、第１の翼形セクション（３６）の形状を、温度変化に応じて変化させるように配置されている、実施態様１５に記載の装置。
［実施態様１７］
翼形部（１８）が、４以上の領域を含み、各領域が隣接する領域とは異なる熱膨張率を有する、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１８］
第１の翼形セクション（３６）が、温度変化に応じて第１の翼形セクション（３６）のキャンバを変化させるように構成された複数の領域を含む、実施態様１に記載の装置。
［実施態様１９］
第１の翼形セクション（３６）が、温度変化に応じて第１の翼形セクション（３６）の食違い角を変化させるように構成された複数の領域を含む、実施態様１に記載の装置。
［実施態様２０］
翼形部（１８）が、温度変化に応じてそのねじれを変えるように構成されている、実施態様１に記載の装置。
［実施態様２１］
積層造形方法を使用して、根元（２０）と先端（２２）との間の全幅にわたって延在し、かつ前縁（２８）及び後縁（３０）で互いに接合した凹形正圧側壁（２４）及び凸形負圧側壁（２６）を含む外側表面（３２）を有する翼形部（１８）を構築することを含むタービンエンジン翼形部（１８）の製造方法であって、当該方法が、翼形部（１８）の翼形セクション熱膨張特性が根元（２０）から先端（２２）まで変化するように、翼形部（１８）に異なる材料を選択的に配置することをさらに含む、方法。
［実施態様２２］
翼形部（１８）が、スタッキング軸線（３４）に沿って並べた複数の翼形セクション（１３６）を有し、翼形セクション（１３６）の内の少なくとも２つが、異なる翼形セクション熱膨張特性を有する、実施態様２０に記載の装置。
［実施態様２３］
異なる材料が、異なる熱膨張率を有する２種以上の材料を含む、実施態様２０に記載の方法。
［実施態様２４］
異なる材料が、２種以上の金属合金を含む、実施態様２０に記載の方法。

１０ 動翼
１２ ダブテール
１４ 動翼シャンク
１６ プラットフォーム
１８ 翼形部
２０ 根元
２２ 先端
２４ 正圧側壁
２６ 負圧側壁
２８ 前縁
３０ 後縁
３２ 外側表面
３４ 軸線
３６ 第１の翼形セクション
３８ 中間分岐線
４０ 第２の翼形セクション
４２ 翼弦線
４４ キャンバ線
４６ 第１の領域
４８ 第２の領域
１２４ 側壁
１２６ 側壁
１２８ 前縁
１３０ 後縁
１３６ 翼形セクション
１４６ 第１の領域
１４８ 第２の領域
１５０ 第３の領域
１５２ 中央部
２４６ 領域
２４８ 領域
２５０ 遷移ゾーン
３４６ 領域
３４８ 領域
３５０ 遷移ゾーン
４４６ 領域
４４８ 領域
４５０ 遷移ゾーン
４５２ 相互連結形状部

Claims (10)

1. 根元（２０）と先端（２２）との間に延在するスタッキング軸線（３４）に沿って並べた複数の翼形セクション（１３６）によって画成される翼形部（１８）を備えるタービンエンジン翼形部装置であって、前縁部の正圧側翼形領域（１４８）の熱膨張率が前縁部の負圧側翼形領域（１４６）の熱膨張率よりも大きく、後縁部の正圧側翼形領域（１５０）の熱膨張率が後縁部の負圧側翼形領域（１４６）の熱膨張率よりも小さい、装置。
2. 複数の翼形セクション（１３６）の内の第１の翼形セクション（３６）が、前縁部の負圧側翼形セクション（１４６）と後縁部の負圧側翼形セクション（１４６）とを含み、第１の熱膨張率を有する第１の領域（１４６）と、前縁部の正圧側翼形セクション（１４８）を含み、第２の熱膨張率を有する第２の領域（１４８）と、後縁部の正圧側翼形セクション（１５０）を含み、第３の熱膨張率を有する第３の領域（１５０）と、を有し、第２の熱膨張率が第１の熱膨張率よりも大きく、第１の熱膨張率が第３の熱膨張率よりも大きい、請求項１に記載の装置。
3. 第１の翼形セクション（３６）が、前縁（２８）及び後縁（３０）で互いに接合した凹形正圧側壁（２４）と凸形負圧側壁（２６）とを有し、第１の領域（１４６）が負圧側壁（２６）に沿って延在し、第２及び第３の領域（１４８、１５０）が正圧側壁（２４）に沿って延在する、請求項２に記載の装置。
4. 第１の領域（１４６）と第２の領域（１４８）との間に配置された遷移ゾーン（２５０）をさらに含む、請求項２または３に記載の装置。
5. 遷移ゾーン（２５０）が、第１の熱膨張率及び第２の熱膨張率の中間の熱膨張率を有する、請求項４に記載の装置。
6. 遷移ゾーン（２５０）が、遷移ゾーン（２５０）の全幅にわたって、第１の領域（１４６）の熱膨張率と一致する組成物から第２の領域（１４８）の熱膨張率と一致する組成物まで変化する勾配をなす熱膨張率を有する、請求項４に記載の装置。
7. 遷移ゾーン（２５０）が、第１の領域（１４６）及び第２の領域（１４８）が互いにオーバーラップする形状部によって画成される、請求項４に記載の装置。
8. 第１の翼形セクション（３６）が、複数の翼形セクション（１３６）の内の第２の翼形セクション（４０）に対して回転するように構成されている、請求項２乃至７のいずれかに記載の装置。
9. 第２の翼形セクション（４０）が、前縁（２８）及び後縁（３０）で互いに接合した凹形正圧側壁（２４）と凸形負圧側壁（２６）とを有し、第４の領域（４６）が負圧側壁（２６）に沿って延在し、第５の領域が正圧側壁（４８）に沿って延在する、請求項８に記載の装置。
10. 積層造形方法を使用して、根元（２０）と先端（２２）との間の全幅にわたって延在し、かつ前縁（２８）及び後縁（３０）で互いに接合した凹形正圧側壁（２４）及び凸形負圧側壁（２６）を含む外側表面（３２）を有する翼形部（１８）を構築することを含む請求項１乃至９のいずれかに記載のタービンエンジン翼形部装置の製造方法であって、当該方法が、翼形部（１８）の翼形セクション熱膨張特性が根元（２０）から先端（２２）まで変化するように、翼形部（１８）に異なる材料を選択的に配置することをさらに含む、方法。