(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の表面（１４）及び第２の表面（１６）を有する少なくとも１つの壁部（１２）を備えた構成要素（１０）内に少なくとも１つのフィルム冷却孔（１８）を形成する方法であって、前記第２の表面が前記フィルム冷却孔（１８）の出口領域（２０）の近傍に非平面曲率を有し、
前記方法が、
前記構成要素壁部（１２）の第１の表面（１４）を通って延びるように、前記構成要素壁部（１２）内に直線セクション（２６）を形成する段階と、
前記フィルム冷却孔（１８）にテーパーをつけて、前記出口領域（２０）内のフィルム冷却孔（１８）の曲率が、前記構成要素壁部（１２）の第２の表面（１６）の非平面曲率と共形であるようにし、これにより前記フィルム冷却孔（１８）の湾曲出口領域（２０）を形成する段階と、
を含み、
前記直線セクション（２６）を形成する段階が、前記構成要素壁部をドリル加工する段階を含み、前記フィルム冷却孔（１８）が内寄り面（２２）及び外寄り面（２４）を有し、前記フィルム冷却孔（１８）にテーパーをつける段階が、前記出口領域（２０）において前記内寄り面（２２）上でレーザをラスタリング処理する段階と、研磨液体ジェットを前記出口領域（２０）の内寄り面（２２）にて選択的に配向する段階と、前記出口領域（２０）の内寄り面（２２）にＥＤＭ工程を実施する段階と、のうちの少なくとも１つを含み、前記構成要素壁部の第２の表面（１６）が前記湾曲出口領域（２０）の近傍で凹面状であり、前記フィルム冷却孔（１８）にテーパーをつける段階が更に、レーザラスタリング処理、研磨液体ジェット、又はＥＤＭ工程を制御して、前記構成要素の外部から定められるフィルム冷却孔（１８）に対する所与の点（３２）における曲率Ｒ’の局部半径が、式：
Ｒ’＝ＦＳmax［Ｒ／（Ｓmax−Ｓ）］
に従って移行点（２８）から端点（３０）に移行するようになり、上式で、Ｆはスカラー調整係数、Ｓmaxは移行点（２８）と端点（３０）との間の表面距離、Ｓは端点（３０）と所与の点（３２）との間の距離である
方法。
【請求項２】
前記構成要素（１０）が、ガスタービンエンジンの、内側ライナ、外側ライナ、タービンノズルベーン、タービンノズルバンド、タービンロータブレード、タービンシュラウド、又は排気ライナである、請求項１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的にガスタービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエンジンにおけるフィルム冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気は、圧縮機において加圧され且つ燃焼器内で燃料と混合されて、高温の燃焼ガスを生成する。高圧タービン（ＨＰＴ）では、ガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力を供給し、また低圧タービン（ＬＰＴ）では、ガスからエネルギーを取り出して、ターボファン式航空機エンジン用途においてファンに動力を供給し、或いは、船舶及び産業用途において外部シャフトに動力を供給する。
【０００３】
エンジン効率は燃焼ガスの温度に従って増大する。しかしながら、燃焼ガスは、その流路に沿った様々な構成部品を加熱し、その結果、エンジンの長い耐用年数を得るためには、これらの構成部品を冷却することが必要になる。通常高温ガス経路構成要素は、圧縮機から空気をブリードすることにより冷却される。この冷却プロセスは、ブリード空気が燃焼プロセスでは使用されないので、エンジン効率を低下させる。
【０００４】
ガスタービンエンジン冷却技術は成熟しており、種々の高温ガス経路構成要素において回路及び特徴部を冷却する種々の態様について数多くの特許がある。例えば、燃焼器は、半径方向外側及び内側ライナを含み、これらは作動中に冷却を必要とする。タービンノズルは、外側及び内側バンド間で支持される中空ベーンを含み、これもまた冷却を必要とする。タービンロータブレードは中空であり、通常は内部に冷却回路を含み、該ブレードはタービンシュラウドによって囲まれ、これもまた冷却を必要とする。高温燃焼ガスは、同様にライニング加工されて好適に冷却することができる排気口を通じて吐出される。
【０００５】
全てのこれらの例示的なガスタービンエンジン構成要素では、通常、高強度超合金金属の薄い金属壁を用いて、該構成要素を冷却する必要性を最小限にしながら、その耐久性を高めるようにしている。様々な冷却回路及び特徴部は、エンジン内の対応する環境におけるこれらの個々の構成要素に合わせて調整される。加えて、これらの全ての構成要素は通常、フィルム冷却孔の共通の列を含む。
【０００６】
典型的なフィルム冷却孔は、運転時に壁の外面に沿って冷却空気のフィルムを吐出して外面上を流れる高温燃焼ガスに対する断熱をもたらすように、加熱壁を貫通して浅い角度で傾斜した円筒ボアである。フィルムは、壁外面上に浅い角度で吐出され、流れ剥離を招きフィルム冷却効果の損失を生じることになるその望ましくないブローオフの可能性を最小限にする。通常、フィルム冷却孔は、全体として外面上に広い面積の冷却空気ブランケットを形成するような、接近して離間した孔の列に配置される。しかしながら、フィルム冷却境界層の全表面カバレッジを得るのに必要な孔が多くなるほど、より多くの空気が必要になり、従って、エンジン効率が低下することになる。
【０００７】
現在のところ、高温ガス経路構成要素に形成されるフィルム冷却孔は、直線状の孔及び直線状のファセット特徴部を利用している。例えば、ディフューザ形孔２は、直線状の丸孔４と、異なる角度の直線形出口占有領域６とを備えて作られる。図１から４は、従来技術のディフューザフィルム冷却孔を概略的に示している。図１及び２は、従来技術のレイドバックファン型ディフューザフィルム冷却孔を描いており、ここで、Ｄは直線状丸孔４の直径、ＬTは直線状丸孔４の長さ、Ｌはフューザフィルム冷却孔の全長、δはディフューザの出口部分６の内寄り面５と中心線７との角度、αは中心線７とフィルム冷却壁３の直線状外面との間の角度である。図２を参照すると、βは中心線とディフューザフィルム冷却孔の出口部分６の内寄り面との間の角度である。図１及び２から分かるように、従来技術のレイドバックファン型ディフューザフィルム冷却孔は、フィルム孔及び流れの方向で直線状の表面ファセットを用いる。同様に、図３及び４は、レイドバックファン型ディフューザフィルム冷却孔（参照符号２でも示される）を概略的に描いており、図１から４における対応する特徴部を示すのに同じ参照符号が使用される。図３及び４で分かるように、従来技術のファン型ディフューザフィルム冷却孔はまた、フィルム孔及び流れの方向で直線状の表面ファセットを用いる。図１から４に示す従来のファン型ディフューザフィルム冷却孔は、通常、従来の電極を用いて放電加工（ＥＤＭ）により形成される。
【０００８】
これらの直線状表面ファセットは、高温ガス経路構成要素の湾曲面状に出口部分を備えた従来のフィルム冷却孔に高い噴射角度及び有意なフィルムブローオフをもたらす。従って、フィルム冷却湾曲面を備えた高温ガス経路構成要素で用いるために、フィルム冷却孔に縮小フィルムブローオフを提供することが望ましいことになる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許第７，３２８，５８０号明細書
【発明の概要】
【００１０】
本発明の１つの態様は、第１の表面及び第２の表面を有する少なくとも１つの壁部を備えた構成要素である。少なくとも１つのフィルム冷却孔が、第１の表面及び第２の表面の間で壁部を貫通して延び、構成要素の壁部の第２の表面において出口領域を有する。構成要素壁部の第２の表面は、出口領域の近傍において非平面曲率を有する。フィルム冷却孔は、出口領域においてテーパーがつけられて、出口領域におけるフィルム冷却孔の曲率が、構成要素の壁部の第２の表面の非平面曲率と共形であるようにされ、これにより湾曲出口領域を形成する。
【００１１】
本発明の別の態様は、第１の表面及び第２の表面を有する少なくとも１つの壁部を備えた構成要素内に少なくとも１つのフィルム冷却孔を形成する方法である。第２の表面は、フィルム冷却孔の出口領域の近傍において非平面曲率を有する。本方法は、構成要素壁部の第１の表面を通って延びるように、構成要素壁部内に直線セクションを形成する段階と、
フィルム冷却孔にテーパーをつけて、出口領域内のフィルム冷却孔の曲率が構成要素壁部の第２の表面の非平面曲率と共形であるようにし、これによりフィルム冷却孔の湾曲出口領域を形成する段階と、を含む。
【００１２】
本発明のこれらの及びその他の特徴、態様並びに利点は、図面全体を通して同じ参照符号が同様の部分を表す添付図面を参照して以下の詳細な説明を読むと、より良好に理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】フィルム孔及び流れの方向で直線状表面ファセットを備えた従来技術のレイドバックファン型ディフューザフィルム冷却孔の図。
【図２】図１のレイドバックファン型ディフューザフィルム冷却孔の上面投影図。
【図３】フィルム孔及び流れの方向で直線状表面ファセットを備えた従来技術のファン型ディフューザフィルム冷却孔の図。
【図４】図３のファン型ディフューザフィルム冷却孔の上面投影図。
【図５】本発明の態様による、構成要素壁部の外面の凸面状曲率に共形の湾曲出口領域を備えたフィルム冷却孔を示す図。
【図６】図５のフィルム冷却孔の追加の態様の図。
【図７】本発明の態様による、保護コーティングを備えた金属基材を含む構成要素壁部内に形成される湾曲出口領域を有するフィルム冷却孔の概略図。
【図８】構成要素壁部の外面の凹面状曲率に共形の湾曲出口領域を備えたフィルム冷却孔を示す図。
【図９】フィルム冷却孔の列によって少なくとも部分的に冷却される加熱壁を各々が含む、種々の構成要素を有する例示的なガスタービンエンジンのブロック図形式の概略図。
【図１０】本発明の態様による、構成要素壁部の外面の凸面状曲率に共形の湾曲出口領域を備えた２つのフィルム冷却孔を示す図。
【図１１】楕円開口を備えたフィルム冷却孔の概略図。
【図１２】図５に示すフィルム冷却孔の上面投影図。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
本明細書における用語「第１の」、「第２の」などは、どのような順序、数量、又は重要度を意味するものではなく、むしろ、１つの要素を別の要素と区別するために用いている。本明細書において数詞のない表現は、数量の限定を意味するものではなく、むしろ参照する要素の少なくとも１つが存在することを意味する。数量に関連して使用される修飾語「約」は表示値を含めて、文脈によって決まる意味を有する（例えば、特定の量の測定値に付随するある程度の誤差を含む）。加えて、用語「組み合わせ」は、配合物、混合物、合金、反応生成物、及び同様のものを含める。
【００１５】
更にまた、本明細書において「数詞のない表現」の用語は、その用語が意味するものの単数及び複数の両方を含むことを意図しており、従って当該用語が意味するものの１つ又はそれ以上を含む（例えば、「通路孔」は、別途指定の無い限り、１つ又はそれ以上の通路孔を含むことができる）。本明細書全体を通じて、「１つの実施形態」、「別の実施形態」、「ある実施形態」、及びその他などへの言及は、実施形態に関して記載された特定の要素（例えば、特徴、構造、及び／又は特性）が、本明細書で記載される少なくとも１つの実施形態に含まれており、他の実施形態に存在する場合もあり、存在しない場合もあることを意味する。これに加えて、記載される本発明の特徴部は、様々な実施形態において何らかの好適な様態で組み合わせることができる点を理解されたい。
【００１６】
図９には、長手方向又は軸方向中心軸線１１２の周りで軸対称であるガスタービンエンジン１００が概略的に示されている。エンジンは、直列流れ連通状態で、ファン１１４、多段軸流圧縮機１１６及び環状燃焼器１１８を含み、この環状燃焼器１１８の後に、高圧タービン（ＨＰＴ）及び低圧タービン（ＬＰＴ）が続く。ＨＰＴは、内側及び外側ノズルバンド内に支持された中空ステータベーンの列を有するタービンノズル１２０を含む。第１段タービン１２２は、第１段タービンノズルに後続しており、支持ロータディスクから半径方向外向きに延び且つ環状タービンシュラウドによって囲まれた中空ロータブレードの列を含む。ＬＰＴ１２４は、ＨＰＴに後続しており、付加的ノズル及びロータブレードを含み、該付加的ノズル及びロータブレードは、エンジン設計に応じて内部冷却回路を含む場合又は含まない場合がある。図示の構成において、排気ライナ１２６はＬＰＴ１２４に後続する。
【００１７】
作動時には、周囲空気１２８はファン１１４によって加圧され、この加圧空気の下方部分は圧縮機１６に流入して更に加圧されるようになり、一方、加圧空気の外側部分は、ファン出口から吐出され、ターボファンエンジン用途において推進スラストをもたらすようになる。圧縮機において加圧された空気は、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガス３０を発生するようになる。作動時に、燃焼ガスは、様々なタービンブレード段を通って流れ、該タービンブレード段は、燃焼ガスからエネルギーを抽出し、圧縮機及びファンに動力供給するようにする。
【００１８】
図９に示すターボファンエンジン１００は、あらゆる従来型の構成及び作動を有することができるが、フィルム冷却の改善をもたらすために本明細書で説明される用に変更される点に留意されたい。上記で開示した様々な高温ガス経路エンジン構成要素のいずれか１つ又はそれ以上は、作動時に圧縮機１１６から加圧空気の一部分をブリードすることによって好適に冷却することができる。
【００１９】
高温ガス経路構成要素は通常、薄壁部１２を含み、その一部が、フィルム冷却を利用できるエンジンの種々の構成要素を代表するものとして図９に示される。薄壁部１２は、高温燃焼ガス１３０からの加熱に起因してガスタービンエンジンの運転中に生じる高い温度で高強度を有する、コバルト系材料のような従来の超合金金属から作ることができる。より一般的には、高温に曝され且つ冷却を必要とするあらゆる基材は、本発明に用いることができる。実施例にはセラミック又は金属系材料が含まれる。薄壁部１２を形成することができる金属又は金属合金の非限定的な実施例には、鋼鉄、アルミニウム、チタン、モリブデンのような耐熱金属、及びニッケル、コバルト、又は鉄系合金のような超合金が挙げられる。薄壁部１２はまた、ケイ化ニオブ金属間化合物複合材などの複合材料から作ることができる。
【００２０】
壁部１２の厚みは、組み込まれる物品に応じて変わることになる。多くの場合、例えば、多くの航空機構成要素では、壁は、約０．０２０インチから約０．１５０インチ（５０８ミクロンから約３８１０ミクロン）の範囲の厚みを有する。陸上用の構成要素においては、壁は、約０．０５０インチから約０．３００インチ（１２７０ミクロンから約７６２０ミクロン）のの範囲の厚みを有することが多い。
【００２１】
図９に示される構成では、フィルム冷却孔１８は、シェブロンフィルム冷却孔１８の形態をとる。しかしながら、これは単に例証に過ぎず、本発明は、ディフューザ及び楕円構成などの他のフィルム冷却孔構造を含む。図９は、構成要素壁部１２の一部を平面図で示している。図示のように、構成要素壁部１２は、対向する内側及び外側壁表面１４、１６を有する。壁部１２の内側又は内寄り面１４は、構成要素内に設けられ且つ圧縮機から抽気された空気を受ける好適な冷却回路の外側境界を形成する。外面１６は、運転中に高温の燃焼ガス１３０に曝されるので、好適なフィルム冷却保護を必要とする。図示のシェブロンフィルム冷却孔１８の態様を以下で検討する。
【００２２】
図９に示す例示的な構成要素壁部１２は、典型的な実施例において、種々の形態のフィルム冷却孔を利用する、内側又は外側燃焼器ライナ、タービンノズルベーン、タービンノズルバンド、タービンロータブレード、タービンシュラウド、又は排気ライナの形態とすることができる。
【００２３】
本発明の高温ガス経路構成要素の実施形態を、図５、６及び１２に関して説明する。図５に実施例として示すように、構成要素１０は、第１の表面１４及び第２の表面１６を備えた少なくとも１つの壁部１２を含む。少なくとも１つのフィルム冷却孔１８は、第１及び第２の表面１４、１６の間で壁部１２を通って延び、構成要素壁部１２の第２の表面１６に出口領域２０を有する。例えば図５に示すように、構成要素壁部の第２の（外部）表面は、出口領域２０の近傍に非平面曲率を有し、フィルム冷却孔１８は出口領域２０においてテーパーがつけられ、出口領域２０内のフィルム冷却孔１８の曲率が、構成要素壁部１２の第２の表面１６の非平面曲率と共形になり、これにより湾曲出口領域２０を形成するようにする。出口領域は、フィルム孔の全体の冷却効果にとって極めて重要であるので、本発明は、湾曲表面を用いて流れ方向に沿ってフィルム孔の出口占有領域（形状）を定めることによりフィルム孔の冷却を向上させる。
【００２４】
図５に示す構成において、フィルム冷却孔１８は、内寄り面２２及び外寄り面２４を有し、構成要素壁部１２の第２の（外部）表面１６は、出口領域２０の近傍にて凸面状である。図５に示すように、フィルム冷却孔１８の内寄り面２２は、出口領域２０にてテーパーがつけられて湾曲出口領域２０を形成する。より詳細には、例えば図５及び６に示すように、フィルム冷却孔１８は、直線セクション２６と湾曲出口領域２０とを備える。また、上から見たときの図５に示すフィルム冷却孔の投影図である図１２を参照されたい。参照符号Ａ、Ｂ及びＣは、図５及び１２において対応する領域を示す。図６に示すように、直線セクション２６と湾曲出口領域２０との間の移行は、移行点２８において生じる。フィルム冷却孔１８の曲率Ｒ’の局部半径は、移行点２８において、無限大の値から出口領域２０内の構成要素壁部１２の第２の（外部）表面１６の非平面曲率に移行し始める。本明細書で使用される用語「無限大」は、直線セクション２６における機械加工の結果として生じる可能性がある、直線セクション２６内の完全に直線的な内寄り面２２からの僅かな偏差に対応する極めて大きな値も含む点を理解されたい。より詳細な構成によれば、湾曲出口領域は、（例えば、図６に示される）端点３０において終了し、フィルム冷却孔１８に対する（例えば、図６に示される）所与の点３２における曲率Ｒ’の局部半径は、次式に従って、移行点２８から端点３０に移行する。
【００２５】
Ｒ’＝ＦＳmax［Ｒ／（Ｓmax−Ｓ）］      式１
ここで、Ｆはスカラー調整係数、Ｓmaxは移行点２８と端点３０との間の表面距離、Ｓは端点３０と所与の点３２との間の距離である。
【００２６】
別の例示的なフィルム冷却構造が図８に示される。図８に示す例示的な構成では、フィルム冷却孔１８は、内寄り面２２及び外寄り面２４を有し、構成要素壁部１２の第２の（外部）表面１６は、出口領域２０の近傍にて凹面状である。例えば、図８に示すように、フィルム冷却孔１８の内寄り面２２は、出口領域２０においてテーパーがつけられて湾曲出口領域２０を形成する。より詳細には、図８に示す例示的な構成において、フィルム冷却孔１８は、直線セクション２６と湾曲出口領域２０とを備える。図８に示すように、直線セクション２６と湾曲出口領域２０との間の移行は、移行点２８において生じる（例えば、図８に示すように）。本明細書で使用される場合、フィルム冷却孔１８の曲率Ｒ’の局部半径は、（例えば、図８に示すように）構成要素の外部から定められる。図８に示す構成において、フィルム冷却孔１８の曲率Ｒ’の局部半径は、移行点２８において、無限大の値から出口領域２０内の構成要素壁部１２の第２の表面１６の非平面曲率に移行し始める。より詳細な構成によれば、湾曲出口領域は、端点３０において終了し、フィルム冷却孔１８に対する所与の点３２における曲率Ｒ’の局部半径は、式（１）に従って、移行点２８から端点３０に移行する。
【００２７】
説明を簡単にするために、図面中の多くが単一の冷却孔だけを図示しているが、本発明は複数の冷却孔構成も包含する。図１０は、構成要素壁部の外面の局部的に凸面状の曲率に共形の湾曲出口領域を備えた２つのフィルム冷却孔を示している。この多孔構成では、複数のフィルム冷却孔１８が第１及び第２の表面１４、１６間で壁部１２を貫通して延びている。図５、６及び８を参照して上記で検討した構成と同様に、フィルム冷却孔１８の各々は、構成要素壁部１２の第２の表面１６においてそれぞれの領域（図５、６及び８では参照符号２０で示される）を有する。図１０に示すように、構成要素壁部１２の第２の表面１６の非平面曲率Ｒ1、Ｒ2は、フィルム冷却孔１８の出口領域２０のうちの少なくとも２つの近傍において異なっている。換言すると、冷却孔のうちの少なくとも２つは、異なる非平面曲率の値を有し、少なくともこれら２つの冷却孔においてＲ1≠Ｒ2であるようになる。加えて、図１０に示すように、フィルム冷却孔１８のうちの少なくとも２つのそれぞれの内寄り面２２には異なるようにテーパーがつけられ、それぞれのフィルム冷却孔の曲率Ｒ1’、Ｒ2’は、それぞれの湾曲出口領域２０内の第２の表面のそれぞれの非平面曲率Ｒ1、Ｒ2に共形であるようになる。この多孔すなわち多曲率構成の１つの実施例は、Ｒ1≠Ｒ2である場合の図１０に示される。この構成において、構成要素壁部１２の外部表面１６の曲率Ｒ1、Ｒ2は、構成要素１０上の位置毎に変化する。同様に、それぞれのフィルム冷却孔の曲率Ｒ1’、Ｒ2’も異なる（すなわち、この構成においてＲ1’≠Ｒ2’である）。有利には、この構成はフィルムブローオフを低減し、これにより構成要素の冷却効率が向上する。
【００２８】
他の多孔構造では、複数のフィルム冷却孔１８は、第１及び第２の表面１４、１６の間で壁部１２を通って延びる。図５、６及び８を参照して上記で検討した構成と同様に、フィルム冷却孔１８の各々は、構成要素壁部１２の第２の表面１６においてそれぞれの領域２０を有する。この特定の構造において、フィルム冷却孔１８の内寄り面２２には完全に同じようなテーパーがつけられる。この構成はまた、Ｒ1＝Ｒ2且つＲ1’＝Ｒ2’の場合の図１０によって示される。
【００２９】
上記で検討され且つ図７に概略的に図示されるように、多くの用途において構成要素壁部１２は金属基材１１を含む。薄壁部１２を形成できる金属又は金属合金の非限定的な実施例には、鋼鉄、アルミニウム、チタン、モリブデンのような耐熱金属、及びニッケル、コバルト、又は鉄系合金のような超合金が挙げられる。図７に示す例示的な構造において、構成要素壁部１２は更に、金属基材１１の少なくとも一部上に配置された少なくとも１つの保護コーティング１３を含む。より一般的には、構成要素壁部１２は、保護コーティングシステム（図７においても参照符号１３で示される）を含む。保護コーティングシステム１３は通常、熱障壁コーティングのような、例えば、ボンドコート及びセラミックコーティングの１つ又はそれ以上の層である複数のコーティング層を含む。複数の目的を果たすコーティングを用いることもできる。多くの場合、熱的保護及び／又は酸化保護を提供するコーティングが施工される。一例として、例えば、イットリア安定化ジルコニアのようなジルコニア材料から形成された熱障壁コーティングのように、セラミックコーティング１３を金属基材１１に施工することができる。タービンブレードの多くの場合、最初に、例えば、金属アルミナイド又はＭＣｒＡｌＹ材料のボンド層がブレード表面上に施工され、ここで「Ｍ」は鉄、ニッケル、コバルト、又はこれらの混合物とすることができる。特定の構造において、湾曲出口領域２０は、熱障壁コーティング１３内に位置付けられる。しかしながら、図７に示す例示的な構成では、湾曲出口領域２０は基材１１内に延びる。図７に示す例示的な構成では、フィルム冷却孔１８は、直線セクション２６と湾曲出口領域２０とを備え、直線セクション２６と湾曲出口領域２０との間の移行は、金属基材１１中に位置付けられる移行点２８において生じ、湾曲出口領域２０が熱障壁コーティング１３を通って金属基材１１内に延びるようになる。
【００３０】
フィルム冷却孔１８は、図５、９及び１１を参照して以下で検討するように複数の形態をとることができる。図９の下側部分は、３つのシェブロンフィルム冷却孔の一般的な出口領域を示す、構成要素の外面の斜視図であり、該シェブロンフィルム冷却孔は、図９に示す例示的な構造において構成要素壁部を貫通して延びており、フィルム冷却孔１８の各々がシェブロンフィルム冷却孔を含む。図９の例示的な構成において、各フィルム冷却孔１８は、壁部１２を通って長手方向に延び、孔に沿った長手方向と、孔幅にわたる横方向との両方に分岐する。従って、各孔は、構成要素壁部１２の内側表面１４と同一平面に配置された入口（図９には図示されていない）から構成要素壁部１２の外面と同一平面に配置されたシェブロン出口１３２に延びる。圧縮機からの加圧空気の一部は、シェブロン冷却孔１８を通ってクーラント空気１３３として配向され、シェブロン出口１３２にて流出する。図９の図示の構成において、シェブロン冷却孔１８の各々は、入口ボア１３４を含む。ボアは通常、入口端部から出口端部までほぼ一定の流れ面積を有する。ボア自体は、シェブロン冷却孔１８の一部と考えることができ、言い換えると、シェブロン出口が始まるまでは依然として円筒形又はほぼ円筒形である。すなわち、入口ボア１３４は、例えば、図５から８に関連して上記で検討した直線状セクション２６と類似している。
【００３１】
他の構造において、フィルム冷却孔１８の各々は、ディフューザフィルム冷却孔を含む。図５は、例示的なディフューザフィルム冷却孔構成を示す。
【００３２】
特定の構造において、フィルム冷却孔１８の各々は、楕円形の開口４０を有する。この構成は図１１に示される。図示の構成において、フィルム冷却孔１８は円形であり、その結果、開口４０は、曲率として延びた楕円が後続するように楕円形となる。
【００３３】
上述のフィルム冷却孔は、直線状の表面ファセット（図１から４に関して上記で検討したようなもの）が高噴射角度及び有意なフィルムブローアウトをもたらすことになる高温ガス経路構成要素（タービン翼形部のような）の湾曲領域に特に有用である。湾曲表面を用いて、流れ方向に沿ったフィルム孔の出口占有領域（形状）を定めることにより、本発明のフィルム冷却孔は、改善されたフィルム付与及びひいては改善された冷却効果を提供する。
【００３４】
構成要素１０内に少なくとも１つのフィルム冷却孔１８を形成する方法を図５、６、８、及び１２を参照して説明する。図５を参照して上記で検討したように、構成要素１０は、第１の表面１４及び第２の表面１６を備えた少なくとも１つの壁部１２を含む。図５に示すように、第２の表面は、フィルム冷却孔１８の出口領域２０の近傍に非平面曲率を有する。本方法は、構成要素壁部１２の第１の表面１４を通って延びるように、構成要素壁部１２内に直線セクション２６を形成する段階と、フィルム冷却孔１８にテーパーをつけ、出口領域２０内のフィルム冷却孔の曲率が、構成要素壁部１２の第２の表面の非平面曲率と共形であるようにし、これによりフィルム冷却孔１８の湾曲出口領域２０を形成する段階と、を含む。これらの段階は、様々な技術を用いて達成することができる。
【００３５】
本発明のフィルム冷却孔は、選択タイプの設備を用いて複数の特殊技術により成功裏に形成することができる。本技術は、水ジェット切断システム、放電加工（ＥＤＭ）システム、及びレーザドリル加工システムを含むことができる。これらのシステムの各々は、同一出願人による米国特許出願シリアル番号１２／７９０，６７５、「Articles which include chevron film cooling holes, and related processes（シェブロンフィルム冷却孔を含む物品及び関連するプロセス）」に記載されており、本出願は引用により全体が本明細書に組み込まれる。
【００３６】
特定の実施形態において、直線セクション２６を形成する段階は、構成要素壁部をドリル加工する段階を含み、フィルム冷却孔１８が内寄り面２２及び外寄り面２４を有し、フィルム冷却孔１８にテーパーをつける段階が、出口領域２０において内寄り面２２上でレーザをラスタリング処理する段階と、研磨液体ジェット（例えば、研磨水ジェット、すなわち研磨粒子が分散された水）を出口領域２０の内寄り面２２にて選択的に配向する段階と、出口領域２０の内寄り面２２にＥＤＭ工程を実施する段階とのうちの少なくとも１つを含む。
【００３７】
幾つかのドリル加工技術を用いて、直線セクション２６を形成することができる。例えば、レーザドリル加工装置を用いることができる。特定の構造において、レーザ源は、少なくとも１つのパルスレーザビームを発生する。このようなシステムは、２００９年５月５日出願の同一出願人による米国特許出願シリアル番号１２／４３５，５４７（Ｂｕｎｋｅｒ他）において記載されており、本出願は引用により全体が本明細書に組み込まれる。通常、パルスレーザビームは、約５０μｓ未満のパルス持続時間、約０．１ジュール未満のパルス当たりのエネルギー、及び約１０００Ｈｚよりも大きな繰り返し率を有することができる。システムはまた、パルス持続時間及びエネルギーレベルに応じて基材の位置を同期させるよう構成されたレーザ源に結合される制御サブシステムのような、様々な他の要素を含むことができる。このようなサブシステムは、基材を覆って施工されるコーティングを貫通するフィルム冷却孔及び湾曲出口孔幾何形状を形成する際には有利である。
【００３８】
本発明の方法は、フィルム冷却孔１８の直線セクション２６がレーザドリル加工により形成されるときに特に有用である。通常、高出力レーザドリル加工（例えば、ミリ秒レーザ）により、製造者は、局所表面接線に対する所望の角度よりも高い角度でフィルム孔を施工するようにする。従って、直線状表面ファセット（図１から４に関して上記で検討したようなもの）を備えた孔は、特に高い噴射角度を有し、従って、相当なフィルムブローオフを有する。湾曲した表面を用いて流れ方向に沿ってフィルム孔の出口占有領域（形状）を定めることにより、従来の直線状ファセットのレーザドリル加工による冷却孔に比べて、有意に改善されたフィルム付与をもたらす。
【００３９】
加えて、フィルム冷却孔１８の直線セクション２６は、ＥＤＭ技術を用いて形成することができる。ＥＤＭ技術は、当該技術分野で公知であり、米国特許第６，９６９，８１７号（Ｍａｒｔｉｎ  Ｋｉｎ−Ｆｅｉ  Ｌｅｅ他）（引用により全体が本明細書に組み込まれる）など、幾つかの参照文献に記載されている。この技術は、「ＥＤＭフライス加工」、「スパーク加工」又は「スパーク腐食加工」と呼ばれることもある。一般には、ＥＤＭは、一連の繰り返し発生する電流放電によって基材又は加工物の所望の形状を得るのに用いることができる。放電は、誘電液により分離され且つ電圧を受ける２つの電極間で発生する。
【００４０】
上述のように、フィルム冷却孔は、出口領域２０の内寄り面２２上にレーザをラスタリング処理すること、出口領域２０の内寄り面２２において研磨液ジェットを選択的に配向すること、及び出口領域２０の内寄り面２２にＥＤＭ加工を実施することを含む、幾つかの技術を用いてテーパーをつけることができる。好適なレーザドリル加工及びＥＤＭシステムは、上記で説明され、更に、水ジェットプロセスを同様に記載している、上述の米国特許出願シリアル番号１２／７９０，６７５において詳細に検討されている。米国特許出願シリアル番号１２／７９０，６７５において検討されたように、一般に、水ジェットプロセスは、高圧水のストリーム中に懸濁された研磨粒子（例えば、研磨性「グリット」）の高速ストリームを利用している。水圧はかなり変化するが、多くの場合、約５，０００〜９０，０００ｐｓｉの範囲である。ガーネット、酸化アルミニウム、炭化ケイ素、及びガラスビーズなど、幾つかの研磨材料を用いることができる。金属に対して使用される他の切断プロセスとは異なり、水ジェットプロセスは、基材のあまり大きな程度の加熱を伴わない。従って、他の場合では通路孔の所望の出口幾何形状に悪影響を及ぼす可能性がある、基材上に形成される「熱影響域」が存在しない。
【００４１】
水ジェットシステムは、多軸コンピュータ数値制御（ＣＮＣ）ユニットを含むことができる。ＣＮＣシステムは、当該技術分野で公知であり、幾つかのＸ、Ｙ、Ｚ軸並びに回転軸に沿った切断ツールの移動を可能にする。
【００４２】
図５、６、及び１２に示す例示的な構造において、構成要素壁部の第２の表面１６は、湾曲出口領域２０の近傍で凸面状である。特定の構成において、フィルム冷却孔１８にテーパーをつける段階は更に、レーザラスタリング処理、研磨液ジェット、又はＥＤＭ工程を制御し、フィルム冷却孔１８に対する所与の点３２における曲率Ｒ’の局部半径が、式（１）に従って湾曲出口領域２０の移行点２８から端点３０に移行するようにする段階を含む。
【００４３】
図８に示す例示的な構造において、構成要素壁部の第２の表面１６は、湾曲出口領域２０の近傍で凹面状である。特定の構成において、フィルム冷却孔１８にテーパーをつける段階は更に、（例えば、図８において図示される）構成要素の外部から定められるフィルム冷却孔１８に対する所与の点３２における曲率Ｒ’の局部半径が、式（１）に従って湾曲出口領域２０の移行点２８から端点３０に移行するようにする段階を含む。
【００４４】
これらの向上した冷却効果に加えて、本発明のフィルム冷却孔は、従来の直線状ファセット冷却孔に比べて追加の利点を提供する。フィルムブローオフを低減するために、現在のところ、高温ガス経路構成要素上の従来のフィルム孔の配置は、翼形部曲率により制限されている。すなわち、従来のフィルム孔は通常、フィルムブローオフを低減するために、比較的小さな、翼形部曲率を有する区域に配置される。しかしながら、高温ガス経路構成要素の高曲率部分にフィルム冷却を含むのが望ましいことが多い。有利には、フィルム冷却孔１８の出口領域は、構成要素（例えば、翼形部又は端壁）の表面曲率に共形であるので、孔は、高い翼形部（又は端壁）曲率の領域に配置することができる。
【００４５】
本明細書では、本発明の特定の特徴のみを例示し説明してきたが、多くの修正及び変更が当業者には想起されるであろう。従って、本発明の真の精神の範囲内にあるこのような変更形態及び変更全ては、添付の請求項によって保護されるものとする点を理解されたい。
【符号の説明】
【００４６】
２  従来のフィルム冷却孔
３  フィルム冷却壁部
４  直線状丸孔
５  従来のフィルム冷却孔の内寄り面
６  直線形状出口占有領域
７  直線状丸孔の中心線
８  フィルム冷却壁部の直線状外面
１０  構成要素
１１  金属基材
１２  構成要素壁部
１３  保護コーティング
１４  構成要素壁部の第１の表面
１６  構成要素壁部の第２の表面
１８  フィルム冷却孔
２０  フィルム冷却孔の出口領域
２２  フィルム冷却孔の内寄り面
２４  フィルム冷却孔の外寄り表面
２６  フィルム冷却孔の直線状セクション
２８  直線状セクション及び湾曲出口領域間の移行点
３０  端点ｎ
３２  所与の点
４０  楕円開口
１００  ガスタービンエンジン
１１２  長手方向又は軸方向中心軸線
１１４  ファン
１１６  多段軸流圧縮機
１１８  アニュラ型燃焼器
１２０  タービンノズル
１２２  第１段タービン
１２４  低圧タービン
１２６  排気ライナ
１２８  周囲空気
１３０  高温燃焼ガス
１３２  シェブロン出口
１３３  クーラント空気
１３４  入口ボア
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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