(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン部品を冷却する方法および装置を提供すること。【解決手段】ガスタービンエンジン部品（４０）は、第１の表面（５２）および反対側の第２の表面（５４）を含む支持壁（５０）と、この壁を通して延びる複数の細孔（５６）とを含む。この部品は、また、壁の第１の表面を覆って広がる熱障壁被膜（ＴＢＣ）（７４）を含み、このＴＢＣは第１の表面で細孔を実質的に封止している。部品は、また、壁およびＴＢＣを通して延びる複数の境膜冷却孔（５８）を含み、複数の境膜冷却孔および複数の細孔は、壁およびＴＢＣを実質的に垂直に通して延びている。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン部品（４０）であって、
第１の表面（５２）および反対側の第２の表面（５４）を備える支持壁（５０）と、
前記壁を通して延びる複数の細孔（５６）と、
前記壁の第１の表面を覆って広がり、前記第１の表面で前記細孔を実質的に封止する熱障壁被膜（ＴＢＣ）（７４）と、
前記壁および前記ＴＢＣを通して延びる複数の境膜冷却孔（５８）と、を備え、前記複数の境膜冷却孔および前記複数の細孔が前記壁および前記ＴＢＣを実質的に垂直に通して延びているガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項２】
前記複数の細孔（５６）が前記壁（５０）の範囲内で実質的に一様な直径を有し、前記複数の細孔が、前記壁および前記ＴＢＣ（７４）の動作温度の低下を容易にすることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項３】
前記複数の細孔（５６）および前記複数の孔（５８）が、前記壁の第２の表面（５４）に沿って開いていることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項４】
前記複数の細孔（５６）の各々が、そこを通して延びる中心線軸を含み、前記複数の孔（５８）の各々が、そこを通して延びる中心線軸を含み、前記細孔の中心線軸の各々が前記孔の中心線軸の各々に対して実質的に平行であることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項５】
複数の平行な列の細孔と孔が前記壁に沿って第１の方向に延び、かつ複数の平行な列の細孔と孔が前記壁に沿って前記第１の方向に対して実質的に垂直な第２の方向に延びるように、前記複数の細孔（５６）および前記複数の孔（５８）が、前記壁（５０）全体にわたって実質的に一様な格子パターンで間隔を開けて配置されていることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項６】
前記孔（５８）が、前記壁（５０）に沿って前記第１の方向に延びる前記平行な列の各々の中で全てのＮ番目の細孔（５６）に取って代わり、前記孔が前記壁に沿って前記第２の方向に延びる前記平行な列の中で全てのＮ番目の細孔に取って代わっていることを特徴とする請求項５記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項７】
前記複数の細孔（５６）の各々が、約３ミルから６ミルまでの直径を有し、かつ前記孔（５８）が約８ミルから２０ミルまでの直径を有することを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項８】
前記複数の細孔（５６）および前記複数の孔（５８）の少なくとも１つが、切頭円錐形を有することを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項９】
ガスタービンエンジン部品（４０）であって、
第１の表面（１０２）および反対側の第２の表面（１０４）を備える支持壁（１００）と、
複数の細孔の第１の端（１１０）と第２の端（１１２）の間に切頭円錐形を有している複数の細孔（１０６）と、
前記壁の第１の表面を覆って広がり、前記複数の細孔の前記第１の端を実質的に封止する熱障壁被膜（ＴＢＣ）（１３０）と、
複数の境膜冷却孔の第１の端（１１４）と第２の端（１１６）の間に切頭円錐形を有し、前記壁および前記ＴＢＣを通して延びている複数の境膜冷却孔（１０８）と、を備えるガスタービンエンジン部品（４０）。
【請求項１０】
前記細孔の第１の端（１１０）の各々が第１の直径（１２６）を有し、前記細孔の第２の端（１１２）の各々が前記第１の直径と異なる第２の直径（１２８）を有し、前記孔の第１の端（１１４）の各々が第３の直径（１２０）を有し、さらに前記孔の第２の端（１１６）の各々が前記第３の直径と異なる第４の直径（１２２）を有することを特徴とする請求項９記載のガスタービンエンジン部品（４０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジン部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
知られているガスタービンエンジンの中で、燃焼器部品およびタービン部品は高温燃焼ガスに直接さらされる。そのようなものとして、動作中に、部品は圧縮機から導かれた加圧空気で冷却される。しかし、燃焼過程から空気を流用すると、エンジンの全体的な効率が低下することがある。
【０００３】
エンジン効率に対する悪影響を最小限にしながら、エンジン部品の冷却を容易にするために、少なくともいくつかのエンジン部品には、冷却ラインと流れ連絡状態で結合された専用冷却チャネルがある。少なくともいくつかの知られているエンジンでは、冷却チャネルは、冷却空気が燃焼ガス流路に再導入される冷却孔を含むことがある。境膜冷却孔は、エンジン部品で一般的であり、部品の外面に対する境膜冷却を実現し、部品の壁の内部対流冷却を容易にする。高温燃焼ガスから部品を保護し易くするために、エンジン部品の露出表面を接着剤皮膜と熱絶縁を行う熱障壁被膜（ＴＢＣ）とで覆うことができる。
【０００４】
知られているＴＢＣの耐久性は、それが塗布されている下の部品の動作温度の影響を受けることがある。特に、接着剤被膜は高温にさらされるので劣化することがあり、接着剤被膜が劣化すると、ＴＢＣ／接着剤被膜界面が弱くなり、部品の有効寿命が短くなることがある。しかし、接着剤被膜とＴＢＣの両方／接着剤被膜またはＴＢＣを冷却する能力は、部品で使用される冷却構成で制限される。
【特許文献１】米国特許第６７６１９５６号
【特許文献２】米国特許第６５１１７６２号
【特許文献３】米国特許第６４７８５３５号
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
一態様では、孔開き金属壁を有するガスタービンエンジン部品を冷却する方法が実現される。この方法は、壁を実質的に垂直に通して延びる複数の細孔を部品の壁に形成すること、および壁を実質的に垂直に通して延びる複数の境膜冷却孔を壁に形成することを含む。本方法は、また、動作中に冷却流体が細孔を通って導かれて熱障壁被膜の内面を裏側冷却するような具合に、さらに冷却流体が孔を通って導かれて熱障壁被膜の外面を境膜冷却するような具合に、熱障壁被膜（ＴＢＣ）が細孔の第１の端を覆って広がりかつ封止するように部品の壁をＴＢＣで覆うこと、および部品を冷却流体源に流れ連絡状態で結合することを含む。
【０００６】
他の態様では、第１の表面および反対側の第２の表面を有する支持壁を含むガスタービンエンジン部品が実現される。この部品は、また、壁を通して延びる複数の細孔と、壁の第１の表面を覆って広がり第１の表面で細孔を実質的に封止する熱障壁被膜（ＴＢＣ）と、壁およびＴＢＣを通して延びる複数の境膜冷却孔とを備える。複数の境膜冷却孔および複数の細孔は、壁およびＴＢＣを実質的に垂直に通して延びている。
【０００７】
さらに他の態様では、第１の表面および反対側の第２の表面を有する支持壁を含むガスタービンエンジン部品が実現される。この部品は、また、複数の細孔の第１の端と第２の端の間に切頭円錐形を有する複数の細孔と、壁の第１の表面を覆って広がり複数の細孔の第１の端を実質的に封止する熱障壁被膜（ＴＢＣ）と、複数の境膜冷却孔の第１の端と第２の端の間に切頭円錐形を有し壁およびＴＢＣを通して延びる複数の境膜冷却孔とを備える。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１は、ファン組立品１２、高圧圧縮機１４、および燃焼器１６を含んだガスタービンエンジン１０の模式図である。また、エンジン１０は、高圧タービン１８および低圧タービン２０も含む。ファン組立品１２は、回転円板２４から外へ放射状に延びるファン羽根２２の配列を含む。エンジン１０は、吸入側２６および排出側２８を有する。ファン組立品１２とタービン２０は、第１の回転シャフト３０で結合され、そして圧縮機１４とタービン１８は第２の回転シャフト３２で結合されている。
【０００９】
動作中に、空気は、エンジン１０を通して延びる中心軸３４に対して実質的に平行な方向にファン組立品１２を通ってほぼ軸方向に流れ、そして圧縮空気が高圧圧縮機１４に供給される。高圧に圧縮された空気が、燃焼器１６に送り出される。燃焼器１６からの空気流（図１に示さない）がタービン１８および２０を駆動し、そしてタービン２０はシャフト３０によりファン組立品１２を駆動する。タービン１８は、シャフト３２により高圧圧縮機１４を駆動する。
【００１０】
燃焼器１６は、環状の外側ライナおよび内側ライナ（図示しない）を含み、これらのライナが、動作中に燃焼過程を制限する環状の燃焼チャンバ（図示しない）を画定している。加圧冷却空気の一部は圧縮機１４から脇にそれ、外側および内側ライナのまわりに導かれて、動作中の冷却を容易にする。
【００１１】
高圧タービン１８は、支持回転円板４２から外の方へ放射状に延びる１列のタービン動翼４０を含む。タービン動翼４０は中空であり、圧縮機空気の一部は、エンジン動作中の冷却を容易にするように動翼４０を通って導かれる。環状のタービンシュラウド（図示しない）が高圧タービン動翼４０の列を取り囲んでいる。タービンシュラウドは、一般に、圧縮機１４からそれた冷却空気によって外面（図示しない）に沿って冷却されている。
【００１２】
低圧タービン２０は、対応するシュラウドおよび／またはノズルバンド（図示しない）と共に対応する列の動翼４４および静翼４６を含み、このシュラウドおよびノズルバンドも圧縮機１４からそれた冷却空気によって冷却することができる。
【００１３】
図２は、上述の様々なエンジン部品のような、ただしこれらに限定されないガスタービンエンジン１０（図１に示す）内の部品で使用することができる例示の支持壁５０の底面透視図を示す。例えば、支持壁５０は、燃焼器ライナ、高圧タービン動翼４０、タービンシュラウド、低圧タービン動翼４４、および／または低圧タービン静翼４６で使用することができるが、これらでの使用に限定されない。図３は、支持壁５０の側面透視図である。例示の実施形態では、支持壁５０は、エンジンの動作中の高温に耐えることができる超合金の金属で作られる。例えば、支持壁５０は、ニッケルまたはコバルトをベースにした超合金のような材料で作ることができるが、これらの合金に限定されない。
【００１４】
壁５０は、露出された外面５２および反対側の内面５４を含む。例示の実施形態では、壁５０は、孔が開いているかまたは多孔質であり、さらに壁５０全体にわたって間隔を開けた配列関係で反対側まで分布した複数の細孔５６を含む。その上、壁５０は、壁５０全体にわたって細孔５６の中に分布された多くの境膜冷却孔５８を含む。細孔５６および孔５８は、外面５２と内面５４の間にそれぞれ延びている。例示の実施形態では、各細孔５６は、排出側６０および反対側の入口側６２をそれぞれ含む。孔５８は、また各々、対応する排出側６４および入口側６６をそれぞれ含む。例示の実施形態では、細孔５６および孔５８は、表面５２に対して壁５０を実質的に垂直に通して延びている。他の実施形態では、細孔５６および／または孔５８は、表面５２に対して斜めに方向付けされている。
【００１５】
例示の実施形態では、境膜冷却孔５８は、実質的に円筒形で直径Ｄを有し、そして細孔５６は、実質的に円筒形で、孔径Ｄよりも小さな直径ｄを有する。一実施形態では、細孔径ｄはほぼ３ミル以上５ミル以下であり、孔径Ｄはほぼ８ミル以上１５ミル以下である。他の実施形態では、細孔径ｄはほぼ５ミル以上８ミル以下であり、孔径Ｄは１５ミル以上４０ミル以下である。さらに他の実施形態では、孔径Ｄはほぼ４０ミル以上６０ミル以下である。細孔径ｄおよび孔径Ｄは、特定の用途および冷却される部品の表面積に基づいて変化可能に選択される。細孔５６および孔５８は、壁５０に沿って格子状のパターンで間隔を開けて配置され、境膜冷却孔５８が全てのＮ番目の細孔５６に取って代わっている。例示の実施形態では、孔５８は全ての３番目の細孔５６に取って代わっている。例示の実施形態では、細孔５６および孔５８は、壁の外面５２に沿って実質的に一様な格子パターンで間隔を開けて配置され、複数の実質的に平行な細穴５６の列または細孔５６と孔５８の列が、壁５０に沿って矢印Ａで示す第１の方向に延びている。その上、複数の実質的に平行な細孔５６の列または細孔５６と孔５８の列が、壁５０に沿って、第１の方向に対して実質的に垂直な矢印Ｂで示す第２の方向に延びている。
【００１６】
動作中に、燃焼ガス７０は外面５２のそばを通り過ぎて流れ、また冷却空気７２は内面５４を横切って導かれる。例示の実施形態では、壁の外面５２は、全体的または部分的に望み通りに、知られている熱障壁被膜（ＴＢＣ）７４で覆われている。ＴＢＣ７４は、燃焼ガス７０から外面５２を保護し易くする。例示の実施形態では、ＴＢＣ７４の壁５０への結合を高め易くするために、金属性接着剤被膜７６が壁外面５２とＴＢＣ７４の間に薄い層にされている。
【００１７】
例示の実施形態では、ＴＢＣ７４は壁外面５２を覆い、さらに細孔の排出側６０を覆って広がっている。具体的には、ＴＢＣ７４の実質的に平滑で連続した層は、壁外面５２を覆って広がり、細孔の排出側６０に形成された対応する詰めまたはリガメント７８によって外面５２に固定されている。しかし、孔径ＤはＴＢＣ７４の厚さＴよりも大きいので、ＴＢＣ７４は孔排出側６４を覆って広がらない。そのようなものとして、冷却流体は、孔５８を通ってさらにＴＢＣ層７４を通り抜けて導かれて、ＴＢＣ７４の外面８０の冷却を容易にすることができる。一実施形態では、ＴＢＣ７４は孔排出側６４の一部を覆って広がることができる。
【００１８】
細孔５６は、特にＴＢＣ７４を含んだ部品壁５０の熱的性能および耐久性を向上し易くする。細孔５６のパターンは、ＴＢＣ−支持体界面内のホットスポットを減少して壁５０、接着剤被膜７６、および／またはＴＢＣ７８の平均動作温度を低下させ易くするに選ばれる。したがって、細孔５６は、換気冷却によってＴＢＣ７４の有効寿命を向上し易くする。境膜冷却孔５８は、ＴＢＣ外面７４を覆う所望の境膜冷却層を実現し易くするような大きさを作られ、またそのように方向付けされる。そして、細孔５６は、ＴＢＣ７４および／または接着剤被膜７６の効果的な裏面冷却を実現し易くするような大きさを作られ、またそのように分布される。一実施形態では、隣り合う細孔５６は、互いにおよび／または孔５８から、ほぼ１５から４０ミルの距離８２だけ間隔を開けて配置される。距離８２は、壁５０および／またはＴＢＣ７４の冷却を容易にするように変化可能に選ばれる。さらに、細孔の入口側６２は、壁の内面５４の連続を局部的に中断し、この中断によって、動作中に冷却空気７２がその上を流れるとき乱流が生じる。この乱流は、壁５０を冷却し易くする。
【００１９】
例示の実施形態では、細孔５６および境膜冷却孔５８は、電子ビーム（ＥＢ）穴開け工程のようなただしこれに限定されない任意の適切な工程を使用して形成される。もしくは、電子放電加工（ＥＤＭ）またはレーザ加工のようなただしこれらに限定されない他の機械加工の工程を使用することができる。それから、壁外面５２に覆うように接着剤被膜７６が塗布される。例示の実施形態では、接着剤被膜７６は、細孔５６および／または孔５８の内張りとしても塗布される。そのようなものとして、接着剤被膜７６は、相対する側６４と６６の間の孔５８の内側に広がり、そして／または相対する側６０と６２の間の細孔５６の内側に広がる。例示の実施形態では、細孔径ｄはほぼ５ミルであり、そして、接着剤被膜７６は、細孔５６が接着剤被膜７６で塞がれないようにし易くするために、ほぼ１から２ミルの厚さで塗布される。
【００２０】
例示の実施形態では、ＴＢＣ７４が壁外面５２を覆って実質的に連続して広がり、かつ排出側６０が効果的に塞がれるような具合に、ＴＢＣ７４は細孔５６の内側に少なくとも部分的に広がるように塗布される。しかし、孔径ＤはＴＢＣ厚さＴよりも広いので、孔５８はＴＢＣを貫いて開いたままになっている。そのようなものとして、壁内面５４の上に導かれた冷却空気７２は、対応する孔入口側６６と流れ連絡状態にあり、そして壁５０およびＴＢＣ７４を通って導かれて、ＴＢＣ外面８０を境膜冷却し易くする。しかし、細孔５６はＴＢＣの詰め７８で部分的に塞がれているので、壁内面５４の上および細孔入口側６２に導かれた冷却空気７２は、ＴＢＣの詰め７８によって細孔排出側６０の向こうに流れるのを妨げられる。このようにして、冷却空気の壁５０を通過する意図しない漏れは防止される。したがって、ＴＢＣ７４は、壁５０を実質的に覆って広がり、ほぼ空気動力学的に平滑な表面を実現して、細孔５６を通った冷却空気７２の望ましくない漏れを防止する。
【００２１】
例示の実施形態では、ＴＢＣ７４は細孔５６の全高さすなわち長さＬのほぼ上部１０％から２０％の中に延び、その結果、細孔５６の下部８０％から９０％は塞がれないで開いたままになっている。したがって、冷却空気７２は細孔５６の中に入って、壁５０の内部対流冷却を実現し易くし、さらにＴＢＣ７４の裏側および接着剤被膜７６への冷却を実現し易くすることができる。したがって、接着剤被膜７６の動作温度は下がり、それゆえ、ＴＢＣ７４の有効寿命が延びる。
【００２２】
例示の実施形態では、細孔５６は、壁５０を実質的に垂直に通して延びているので、細孔長さＬ、したがって壁５０を通る熱伝達経路は短くなる。したがって、動作中に、壁５０は、その裏側から細孔を満たす冷却空気７２によって、冷却され易くなっている。
【００２３】
例示の実施形態では、ＴＢＣのひび割れまたは剥離が動作中に生じた場合、細孔５６は、壁５０、接着剤被膜７６、および／またはＴＢＣ７４を保護し易くする。特に、ＴＢＣのひび割れが１つまたは複数の細孔５６に延びた場合、冷却空気７２は、ひび割れを通って流れて、ひび割れのさらなる悪化を防止し易くするように、ひび割れに近接したＴＢＣ７４をよりいっそう局部的に冷却する。その上、剥離が生じた場合、細孔５６は壁外面５２をよりいっそう局部的に冷却する。細孔は大きさが比較的小さいので、そのようなひび割れまたは剥離部を通った空気流のどんな漏れも無視できるほど小さく、エンジンの動作に悪影響を及ぼさない。
【００２４】
図４は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）で使用することができる例示の支持壁１００の底面透視図を示す。図５は、支持壁１００の側面透視図である。壁１００は、外面１０２および反対側の内面１０４を含む。例示の実施形態では、壁１００は、孔が開いているかまたは多孔質であり、間隔を開けた配置関係で壁１００全体にわたって分布された複数の細孔１０６を含む。その上、壁１００は、壁全体にわたって細孔１０６の中に分散された境膜冷却孔１０８を含む。細孔１０６および孔１０８は、外面１０２と内面１０４の間にそれぞれ延びている。例示の実施形態では、各細孔１０６は排出側１１０および反対側の入口側１１２を含む。孔１０８は、また各々、排出側１１４および入口側１１６をそれぞれ含む。例示の実施形態では、細孔１０６および孔１０８は、壁１００を垂直に通して延びる。
【００２５】
例示の実施形態では、境膜冷却孔１０８は切頭円錐形を有する。特に、各孔１０８は、排出側１１４から入口側１１６に延びる傾斜した側壁１１８を含む。例示の実施形態では、孔排出側１１４は第１の直径１２０を有し、孔入口側１１６は、孔排出側１１４と異なる第２の直径１２２を有する。特に、例示の実施形態では、第１の直径１２０は第２の直径１２２よりも小さい。孔入口側１１６のより大きな直径のために、動作中に、より多くの量の冷却空気１３２が孔１０８の中に導かれる。
【００２６】
例示の実施形態では、細孔１０６は切頭円錐形を有する。特に、各細孔１０６は、排出側１１０から入口側１１２に延びる傾斜した側壁１２４を含む。例示の実施形態では、細孔排出側１１０は第１の直径１２６を有し、細孔入口側１１２は、細孔排出側１１０と異なる第２の直径１２８を有する。特に、例示の実施形態では、第１の直径１２６は第２の直径１２８よりも小さい。したがって、第１の直径１２６は、細孔５６（図２および３）と同様に、また先により詳細に説明したように、熱障壁被膜（ＴＢＣ）１３０が詰まり易いように十分に小さな大きさに作られる。しかし、細孔の第２の直径１２８は細孔の第１の直径１２６よりも大きいので、動作中に、より多くの量の冷却空気１３２が、ＴＢＣ１３０の裏側冷却のために細孔１０６の中に導かれる。
【００２７】
例示の実施形態では、孔の第１の直径１２０はほぼ８ミルから１５ミルであり、そして細孔の第１の直径１２６はほぼ３ミルから５ミルである。その上、例示の実施形態では、孔の第２の直径１２２はほぼ１０ミルから２０ミルであり、そして細孔の第２の直径１２８はほぼ４ミルから６ミルである。他の実施形態では、孔の第１の直径１２０はほぼ１５ミルから４０ミルであり、そして細孔の第１の直径１２６はほぼ５ミルから８ミルである。さらに、孔の第２の直径１２２はほぼ２０ミルから６０ミルであり、そして細孔の第２の直径１２８はほぼ６ミルから１０ミルである。例示の実施形態では、細孔１０６および孔１０８は、実質的に一様な格子状パターンで壁１００に沿って間隔を開けて配置されている。一方、孔１０８は、壁１００に沿って細孔１０６の中に不均一に分散されている。孔径１２０および１２２、および細孔径１２６および１２８は、壁１００の構造完全性を維持しながら孔１０８および細孔１０６を通して十分な冷却空気１３２を供給し易くするように変化可能に選ばれる。一実施形態では、隣り合う細孔１０６は、互いにおよび／または孔１０８から、距離１３６の間隔を開けて配置されている。例示の実施形態では、距離１３６はほぼ１５から４０ミルである。距離１３６は、壁１００および／またはＴＢＣ１３０の冷却を容易にするように変化可能に選ばれる。
【００２８】
例示の実施形態では、接着剤被膜１３４は、ＴＢＣ１３０の壁１００への結合を高め易くするように壁外面１０２とＴＢＣ１３０の間に塗布される。
【００２９】
細孔５６および１０６は、接着剤被膜７６または１３４および／またはＴＢＣ７４または１３０の裏面換気および冷却を容易にするように冷却空気を供給する。さらに、細孔５６および１０６は、部品の全重量の軽減を容易にする。しかし、細孔５６または１０６を作ることで壁５０の製造コストが上がることがあるので、ＴＢＣ７４または１３０は、ＴＢＣ７４または１３０の耐久性および寿命の向上を必要とするそんな部品にだけ選択的に塗布され、さらに、一般に、個々の部品の局部的に高い熱負荷を受ける領域にだけ塗布される。例えば、一実施形態では、ＴＢＣ７４または１３０はタービン動翼４０（図１に示す）のプラットフォーム領域にだけ塗布される。他の実施形態では、ＴＢＣ７４または１３０は、タービン動翼４０の前縁および後縁（図示しない）および／または先端領域（図示しない）にだけ塗布される。ＴＢＣ７４または１３０の実際の位置および構成は、燃焼ガス７０から保護する必要のあるガスタービンエンジン１０（図１に示す）の特定部品の冷却条件および動作条件によって決定される。
【００３０】
本明細書で説明した例示の実施形態は、ガスタービンエンジンの部品を冷却する方法および装置を示す。部品の壁は複数の細孔および境膜冷却孔を含むので、換気過程と蒸散過程の両方で部品を冷却することができる。境膜冷却孔を使用することで、部品壁の外面および壁外面全体にわたって広がるＴＢＣの冷却が容易になる。さらに、細孔を使用することで、部品壁の内部およびＴＢＣの裏側の冷却が容易になる。さらに、細孔および孔は、部品壁の全重量の軽減を容易にする。
【００３１】
複数の換気細孔および境膜冷却孔を有する支持壁の例示の実施形態を、上で詳細に説明した。これらの部品は、本明細書で説明した特定の実施形態に限定されることなく、むしろ各壁の部品は、本明細書で説明した他の部品と関係なく別個に使用することができる。例えば、支持壁の使用は、他の知られているガスタービンエンジン、および他の知られているガスタービンエンジン部品と組み合わせて使用することができる。
【００３２】
本発明は様々な特定の実施形態の観点から説明したが、本発明は特許請求の範囲の精神および範囲内で修正して実施することができることは、当業者は認めるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】ガスタービンエンジンを示す模式図である。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンで使用することができる例示の支持壁を示す底面透視図である。
【図３】図２に示す支持壁を示す側面透視図である。
【図４】図１に示すガスタービンエンジンで使用することができる他の支持壁を示す底面透視図である。
【図５】図４に示す支持壁の側面透視図である。
【符号の説明】
【００３４】
４０  タービン動翼
５０、１００  支持壁
５２、１０２  支持壁の外面
５４、１０４  支持壁の内面
５６、１０６  細孔
７４、１３０  熱障壁被膜（ＴＢＣ）
５８、１０８  境膜冷却孔
１１０  細孔の排出側
１１２  細孔の入口側
１１４  境膜冷却孔の排出側
１１６  境膜冷却孔の入口側
１２０  境膜冷却孔の排出側の直径
１２２  境膜冷却孔の入口側の直径
１２６  細孔の排出側の直径
１２８  細孔の入口側の直径
【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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