(57)【要約】【課題】  鏡面光学反射体でもある、ガス流路（１２０）内で使用するための高温ガスタービン構成部品を提供する。【解決手段】  断熱皮膜（１１４）は、放射熱をガス流路（１２０）内に適当に反射することができる表面を形成するように研磨されられる。高温反射体（１１６）の薄い層が、次ぎに表面（１１５）の粗さを増大させることなく、研磨された断熱皮膜（１１４）上に付着される。高温反射体（１１６）は、センタボデー（３２）上のような圧縮機（１６）の後方の任意の表面に付着される。表面は、放射熱を反射して高温ガス流路（１２０）内に戻すか又は大気中に反射する。反射された放射熱は、他の構成部品上にも集束されない。構成部品は、放射熱が、壁の温度をただ上昇させる作用しかしない構成部品の壁内への吸収ではなく、ガス流路（１２０）に戻されるか又は大気中に送出される。【選択図】      図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温ガス状流体が高温コア流路内において高温装置を通って移動する該高温装置の高温コア流路内で使用するための、鏡面反射表面を有する構成部品であって、
前記高温ガス状燃焼コア流体の境界面を形成する表面を有する基体材料（１１０）と、
前記高温コア流体境界面を形成する前記基体表面を覆う所定の厚さを有する鏡面反射皮膜（１１６）と、を含み、
前記鏡面反射材料（１１６）は、充分に滑らかな付着粗さを有し、かつ該鏡面反射材料（１１６）の表面が入射する放射熱線の少なくとも約８０％をその表面から遠のくように前記高温コア流路（１２０）内の流体に反射するような、該高温コア流路（１２０）内の温度に耐える高温性能を有し、前記皮膜（１１６）が前記高温ガス状コア流体との接触による酸化を受けない、
ことを特徴とする構成部品。
【請求項２】
前記装置が、ガスタービンエンジン（１０、３０）であることを特徴とする、請求項１に記載の構成部品。
【請求項３】
該構成部品が、センタボデー（３２）であることを特徴とする、請求項２に記載の構成部品。
【請求項４】
前記基体材料（１１０）と前記鏡面反射皮膜（１１６）との間にセラミック材料（１１４）を更に含み、前記セラミック材料（１１４）が、前記基体材料（１１０）を覆う断熱層を形成し、前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接する、前記セラミック材料（１１４）の表面（１１５）が、約５０マイクロインチ又はそれより滑らかな表面粗さを有することを特徴とする、請求項１、請求項２又は請求項３に記載の構成部品。
【請求項５】
高温ガス状流体が高温コア流路内において高温装置を通って移動する該高温装置の高温コア流路内で使用するための、鏡面反射表面を有するセンタボデーであって、
前記鏡面反射表面が前記高温ガス状燃焼コア流体の境界面を形成している基体材料（１１０）と、
前記高温流体境界面を形成する前記基体表面を覆う所定の厚さを有する鏡面反射皮膜（１１６）と、を含み、
前記鏡面反射材料（１１６）は、充分に滑らかな付着粗さを有し、かつ該鏡面反射材料（１１６）の表面が入射する放射熱線の少なくとも約８０％をその表面から遠のくように前記高温コア流路（１２０）内のガスに反射するような高温性能を有し、前記皮膜（１１６）が前記高温ガス状流体との接触による酸化を受けない、
ことを特徴とするセンタボデー。
【請求項６】
前記基体材料（１１０）と前記鏡面反射皮膜（１１６）との間にセラミック材料（１１４）を更に含み、前記セラミック材料（１１４）が、前記基体材料（１１０）を覆う断熱層を形成し、前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接する、前記セラミック材料（１１４）の表面（１１５）が、約２．５４マイクロメータ（１００マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面粗さを有し、前記鏡面反射皮膜（１１６）の表面が、２．５４マイクロメータ又はそれより滑らかな表面仕上げを有することを特徴とする、請求項５に記載のセンタボデー。
【請求項７】
前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接する、前記セラミック材料（１１４）の表面が、約１．２７マイクロメータ（５０マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面粗さを有することを特徴とする、請求項６に記載のセンタボデー。
【請求項８】
前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接する、前記セラミック材料（１１４）の表面（１１５）が、約０．８１マイクロメータ（３２マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面粗さを有することを特徴とする、請求項７に記載のセンタボデー。
【請求項９】
前記鏡面反射皮膜（１１６）が、白金、パラジウム、酸化タンタル（Ｔａ2Ｏ5）の層、シリカ（ＳｉＯ2）の層、二酸化チタン（ＴｉＯ2）の層及びそれらの組合せから成る材料の群から選ばれることを特徴とする、請求項５又は請求項８に記載のセンタボデー。
【請求項１０】
前記皮膜（１１６）が、最大約１０ミクロンまでの所定の厚さに付着されることを特徴とする、請求項５に記載のセンタボデー。
【請求項１１】
前記皮膜（１１６）が、約１ミクロン又はそれ以下の所定の厚さに付着され、連続する皮膜（１１６）を形成することを特徴とする、請求項５に記載のセンタボデー。
【請求項１２】
前記鏡面皮膜（１１６）を持たない構成部品よりも温度性能が約約３８°Ｃ（１００°Ｆ）改善されることを更に特徴とする、請求項５に記載のセンタボデー。
【請求項１３】
前記基体材料（１１０）が、鉄、コバルト、ニッケル及びそれらの組合せから成る群から選ばれた超合金から成る群から選ばれた高温超合金であることを特徴とする、請求項５に記載のセンタボデー。
【請求項１４】
ガスタービンエンジンの高温流路内で使用するための、鏡面反射表面を有するセンタボデーを製造する方法であって、
センタボデー（３２）を準備する段階と、
前記センタボデーの基体表面上にセラミック断熱皮膜システムを付着させる段階と、
前記基体表面（１１０）を覆いかつ該基体表面と反対側に位置する、前記断熱皮膜システムの外層を形成する前記セラミック皮膜（１１４）の表面（１１５）を機械的に加工して、約２．５４マイクロメータ（１００マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面仕上げを得る段階と、
前記セラミック皮膜（１１４）の表面上に所定の厚さに鏡面反射皮膜（１１６）を付着させる段階と、を含み、
皮膜（１１６）を付着させる前記段階が、約２．５４マイクロメータ又はそれより滑らかな皮膜表面仕上げを形成し、前記セラミック皮膜（１１４）と反対側に位置する、前記鏡面反射皮膜（１１６）の外表面が、エンジン（１０、３０）の前記高温流路内のガス状流体に曝される、
ことを特徴とする方法。
【請求項１５】
前記セラミック皮膜の表面を機械的に加工する前記段階が、約１．２７マイクロメータ（５０マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面仕上げを得る段階を更に含むことを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記セラミック皮膜の表面を機械的に加工する前記段階が、約０．８１マイクロメータ（３２マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面仕上げを得る段階を更に含むことを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
【請求項１７】
前記セラミック皮膜（１１４）の表面（１１５）上に所定の厚さに前記鏡面反射皮膜を付着させる前記段階が、最大約１０ミクロンまでの厚さに該皮膜を付着させる段階を含むことを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、具体的には、燃焼により発生した放射熱の光学反射により構成部品の高温セクション部分の境界壁の温度を低下させた、このようなエンジンの構成部品の改良に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用ガスタービンエンジンの圧縮機部分において、大気は大気圧の１０〜２５倍に加圧され、この過程で約４２５°〜６７５℃(８００°〜１２５０°Ｆ)まで断熱的に加熱される。この加熱されかつ加圧された空気は、燃焼器内に導かれ、該燃焼器において燃料と混合される。燃料が点火され、燃焼過程によりガスは１６５０℃（３０００°Ｆ）を越える非常に高温まで加熱される。この高温ガスは、タービンを通って流れ、該タービンにおいて回転タービンホイールがエネルギーを取り出して、エンジンのファン及び圧縮機を駆動し、また高温ガスは排気システムを通って流れ、該排気システムにおいて該ガスが、航空機を推進させる推力を供給し、更にセンタボデーに沿って流れる。航空機用エンジンの作動効率を改善するために、燃焼温度が高められてきた。もちろん、燃焼温度が高くなるにつれて、これらの高温燃焼ガスの流路を形成する材料の熱劣化を防止するための方策が講じられなくてならないことは言うまでもない。
【０００３】
各航空機用ガスタービンエンジンは、その圧縮機を駆動するためのいわゆる高圧タービン（ＨＰＴ）を有する。ＨＰＴは、エンジン配置において圧縮機のすぐ後方に位置しており、エンジン内で発生する最も高いレベルの温度及び圧力（それぞれ公称２４００°Ｆ及び３００ｐｓｉ）を受ける。ＨＰＴはまた、非常に高速（大型のターボファンエンジンの場合には１０，０００ＲＰＭ、小型のヘリコプターエンジンの場合には５０，０００ＲＰＭ）で作動する。これらのレベルの温度及び圧力での寿命要件を満たすために、今日、ＨＰＴは、常に空気冷却されかつ高度の合金から製作されている。
【０００４】
直列型ターボジェットエンジンは通常、１つのみのタービン（ＨＰＴ）しか有しないが、今日では大半のエンジンが、高バイパス式ターボファンエンジン又は低バイパス式ターボファンエンジンのいずれかのターボファン型エンジンであるか、或いはターボプロップ型エンジンであり、ファン又はギヤボックスを駆動するために１つ(時には２つ)の追加のタービンを必要とする。追加のタービンは、低圧タービン（ＬＰＴ）と呼ばれて、エンジン配置においてＨＰＴのすぐ後に続く。ＨＰＴにおいて大きな圧力低下が起こるので、ＬＰＴは、エネルギー量が非常に少ない流体で作動し、出力を取り出すには通常、幾つかの段（通常は最大６段まで）を必要とすることになる。
【０００５】
高バイパスファン式ターボファンエンジンでは、主排気ノズル組立体は、センタボデーと外側バレルフェアリングとから成る。タービンノズルは、主ガスを後方に向けて導きかつガス流量を調節する。センタボデーは、空気力学的形状にされており、ＬＰＴを通過した高温コアガスの流路内に位置する外表面を有する。外側固定カウルの外表面は、ファン流路の連続面を形成する。ノズル外側バレル組立体は、主ノズルと呼ばれる内側バレル位置にボルト止めされた外側カウルを含む。内側バレル上には、主空気流内にエンジン低圧補償を導入するためのポートが設けられている。低バイパスファン式ターボファンエンジンでは、センタボデーは、主排気ノズル組立体の一部としてではなく、ＬＰＴのすぐ後方にかつオーグメンタの前方に配置される。
【０００６】
ＨＰＴ、ＬＰＴ及び主ノズル組立体の流路を含む高温燃焼ガスの流路を形成する金属を保護するために今まで行われてきた１つの公知の解決策には、低い熱伝導率を有する保護層を付着させることが含まれる。これらの材料は、断熱皮膜システム（ＴＢＣ）として付着され、この断熱皮膜システム（ＴＢＣ）は典型的には、上を覆うセラミック上層皮膜、典型的には安定化ジルコニアの基体に対する固着を改善するボンドコートを含む。エンジンの高温セクションにおける流路を形成する下にある金属の耐熱性能を改善するこれらのシステムは、公知である。しかしながら、燃焼温度が上昇するにつれて、これらのＴＢＣでさえも不十分であることが判明してきた。特に、高効率高速サイクルのタービンエンジンのセンタボデーは、熱劣化の結果として破損しがちな傾向にある。過去においてＴＢＣ上に材料を付着させるような従来型流路表面の幾つかの改良が行われてきたが、これらの改良は、未燃炭化水素（ＵＨＣ）及び一酸化炭素（ＣＯ）のような汚染物質のエミッションを減少させることを目的としている。このような改良の１つのが、特許文献１に述べられているが、この特許は、白金、酸化ニッケル、酸化クロム又は酸化コバルトなどの触媒をタービンエンジン構成部品の断熱皮膜の流路表面上に直接付着させることを教示している。触媒層は、流路表面の選択された部分に付着されて、燃料を触媒燃焼させる。触媒物質は、燃焼過程により生じる未燃焼炭化水素（ＵＨＣ）及び一酸化炭素（ＣＯ）のような大気汚染物質を減少させるように選択される。触媒層は、０．００１〜０．０１０インチの厚さに付着されており、また触媒反応を促進するために高温ガスとの接触を最大にするのに利用できる表面積を増大させるために約２．５４〜６．３５マイクロメータ（１００〜２５０マイクロインチ）の表面粗さを有するような、ある程度粗くかつ多孔性である。粗い表面は、触媒表面との接触を促進する幾らかの乱流を形成するのを助ける。
【特許文献１】米国特許第５，３５５，６６８号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従来技術の解決策は、センタボデーが受ける高温劣化の問題とは無関係である、特許文献１のような問題を目的とするか、或いは燃焼過程により生じる高温の問題に異なる解決策を提供するものである。本発明は、センタボデーが受ける高温の問題に対する異なる解決策を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は、鏡面光学反射体でもある、高温ガス流路内で使用するための高温ガスタービン構成部品である。このガスタービン構成部品は、タービンセクションの後方に位置するエンジンの高温セクション内に配置され、タービン領域からの例えば赤外線放射のような熱放射を反射して高温コアガス流路内に戻すか又は大気中に反射する。反射された放射熱は、該放射熱がノズルから出て、エンジンの形式に応じてオーグメンタ内又は大気中のいずれかに流れるようにするために、ＨＰＴ、ＬＰＴ又は主ノズル領域内の他のあらゆるハードウェア構成部品から遠のくように集束される。構成部品は、放射熱が壁の温度をただ上昇させる作用しかしないような構成部品の壁内への吸収ではなく、ガス流路に戻されるように設計される。
【０００９】
高温反射体金属の薄い層が、構成部品の流路表面、すなわちセンタボデー付近の高温コアガスの境界面を形成する構成部品の表面に付着される。一般的に、燃焼ガスは、火炎が生じるガスタービンエンジンの領域内に存在し、燃焼ガス温度は、一般的に約２２００℃（４０００°Ｆ）よりも高くなる。コアガスは、冷却空気又は燃焼領域から流れるのではない他の空気と混合された燃焼ガスである。高温コアガスは、一般的に約８７０℃（１６００°Ｆ）から約１２００℃（２２００°Ｆ）の範囲内にある。高温反射体は、光学的に滑らかな皮膜として付着されなければならない。構成部品は、典型的には高温金属製構成部品を覆う断熱皮膜を含み、該断熱皮膜により構成部品が高温で作動することが可能になる。構成部品に付着された断熱皮膜（ＴＢＣ）は、一般的には粗く、放射熱をガス流路内に適当に反射することができるだけの十分に滑らかな表面を形成するように研磨されなければならない。次ぎに、高温反射体の薄い層が、表面の粗さを増大させることなく研磨されたＴＢＣ表面に反射体を適切に付着させることができる方法により付着される。高温反射体は、圧縮機の後方に位置する任意の表面に付着させることができるが、エンジンの燃焼器又は排気部分、例えばエンジンの燃焼器壁面、高圧タービン、低圧タービン及び主排気ノズル部分に用いられるのが最も効果的である。軍用の航空機の場合には、高温反射体金属は、エンジンのオーグメンタ部分に用いられるのも効果的であると思われる。
【００１０】
本発明の利点は、燃焼過程からの放射熱がガス流路内に反射して戻されることである。この放射熱は、エンジンの燃焼器、ＨＰＴ、ＬＰＴ又は主排気ノズル部分内の構成部品により吸収されるのではなく、流体により吸収され、より低温で現在作動している更に後方のエンジンの部分内に戻されるか又は外の大気中に運び出される。その結果、構成部品はそれほど高温にはならない。エンジン作動の所定の温度においては、構成部品は、より低温で作動しているので、熱劣化によりそれほど急速には劣化せず、その結果、構成部品の寿命がより長くなり、修理又は改修の間の平均時間が少なくなる。本発明の別の利点は、反射された放射熱がガス状流体を含む物質によって吸収されてエンジンの燃焼器部分から該エンジンの後方タービン部分内に運ばれるので、流体流が、より高い温度に加熱されるようになることである。この上昇した流体温度は、タービンにより取り出されるのと航空機を推進する推力との両方に利用できる流体流中のエネルギーがより大きくなるので、エンジンの効率の向上につながる。本発明の更に別の利点は、効率が更に高まる代償として構成部品の寿命が短縮されたり修理の割合が増したりすることが容認できる場合、本発明を用いて、現在受けているよりも更に高い温度でエンジンを作動させることできることである。
【００１１】
本発明のその他の特徴及び利点は、本発明の原理を実例によって示した添付図面に関連してなされる、好ましい実施形態についての以下のより詳細な説明から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
本発明によると、ガス流路の境界面を形成するか又はガス流路内に設置されるガスタービンエンジンの高温セクション構成部品は、高い温度特性を有する鏡面光学反射材料の薄い層で被覆される。付着された材料は、滑らかな表面仕上げを有しており、熱を鏡面反射して流路内に戻しかつ他の高温セクション構成部品から遠のくようにする。
【００１３】
高バイパス式航空機用ガスタービンエンジン１０が、図１に概略的に示されている。作動の間、空気はファン１２により強制的に送られる。空気の１部分は、エンジンのコアを迂回して、エンジンを推進する推力を提供するために用いられる。空気の１部分は、エンジンのブースタ１４及び圧縮機１６部分内で大気圧の１０〜２５倍までに加圧され、その過程で４３０℃〜６８０℃（８００°Ｆ〜１２５０°Ｆ）に断熱的に加熱される。この加熱されかつ加圧された空気は、エンジンの燃焼器１８部分に導かれ、該燃焼器部分において空気は、燃料ノズルシステム２０を通して供給された燃料と混合される。燃料は点火され、燃焼過程によりガスが１７６０℃〜１８７０℃（３２００°Ｆ〜３４００°Ｆ）レベルの温度に加熱される。これらの高温ガスは、高圧タービン２２及び低圧タービン２４を通って流れ、これらタービンにおいて、回転ディスクがエネルギーを取り出して、エンジンのファン及び圧縮機を駆動する。いったん高温ガスが高圧タービンを通過すると、該高温ガスは、燃焼ガスではなくてコアガスと考えられる。次ぎにガスは、センタボデー３２を含む排気システム２６に流され、該排気システム２６において航空機を推進する推力を提供する。
【００１４】
図２において符号３０で概略的に示す低バイパス式ガスタービンエンジンの作動は、ブースタ１４を省略したこと及び図１において符号２６で示す排気システム内にオーグメンタ２８を追加したことを除いては、類似している。低バイパス式ガスタービンエンジンでは、センタボデー３２は、排気システムの一部ではない。概念上の類似性を強調するために、同じ識別符号を、両方の図において用いている。
【００１５】
更に、センタボデー３２の表面もまた断熱皮膜システムで被覆されており、この断熱皮膜システムは、下にある超合金を基にした材料とその上を覆うセラミック層との間に付着されたボンドコートを含み、基体材料への熱の流れを減少させる断熱皮膜システムを形成する。断熱皮膜システムを形成するシステムは、ガスタービンエンジン技術においては公知である。
【００１６】
航空機用ガスタービンの燃焼器、タービン及び排気システムセクションにおいて使用される材料は、典型的にはニッケル、コバルト、鉄又はそれらの組合せを基にした高温超合金である。これらの超合金の全ては、本発明にとって好適な基体材料であると考えられる。また、本明細書において総括的にセラミック材料として記載したモノリシックセラミック材料及び繊維強化セラミックマトリックス複合材料も、航空機用ガスタービンの燃焼器、タービン及び排気システムセクションにおいて使用することができる。このようなセラミック材料は、特に本発明での使用を考慮されており、燃焼器に使用される高温超合金よりも僅かに高い高温限界値を有することができる。
【００１７】
民間航空機用に設計されたガスタービンエンジンの場合でさえ、エンジンを通るガス速度は、音速に近づく可能性がある。従って、エンジン内にガスが滞留する全体の時間は、１秒のほんの何分の一かにすぎず、その時間の間に圧縮機を通して入る空気は液体燃料と混合されて、混合物の燃焼が起こる。混合物が１６５０℃ (３０００°Ｆ)を超える温度で燃焼されてガスを生成するとき、放射熱を含む熱が発生する。能動的冷却制御と対流及び伝導による熱伝達により構成部品に伝達される熱量及び／又は熱伝達速度を減少させる最新式の断熱皮膜システムとのような、ガスタービンエンジン内で用いられる冷却手段のごく最近の進歩をもってしても、流路表面に沿った構成部品の温度は、依然として非常に高い温度に上昇する。本発明は、放射伝達によりこれらの構成部品に伝達される熱量を減少させるのを助ける。
【００１８】
本発明は、基体材料を保護するために使用される断熱システムのような現存のセラミック材料上に上に直接付着された高温鏡面光学反射体を利用する。これらの鏡面光学反射体は、非常に薄い皮膜として付着される。断熱皮膜を付着させるための従来型の公知の技術により形成された表面は、薄い皮膜が光学反射体として機能するには余りにも粗過ぎる。これらの鏡面反射体が１００マイクロインチ又はそれよりも大きい表面仕上げを有する従来型の断熱皮膜上に付着された場合には、粗い表面は放射熱を多数の異なる方向へ散乱させることになり、熱を急速に移動する流体内に伝達して戻すのに有効でない。触媒被覆として使用される場合のように皮膜が多孔性である場合には、放射熱は基体内に再吸収されるので、皮膜は、光学反射体として使用することができない。
【００１９】
本発明の１つの実施形態においては、センタボデーは、標準的な製造方法に従って製造される。その上に、センタボデー付近の構成部品からの反射又は屈折によりその上に反射した熱を受ける表面がある場合があり、これらの表面もまた、鏡面光学反射皮膜により利点を得ることができる。図４を参照すると、センタボデー３２は、高温で使用されるのに適した基体１１０を含む。上に述べたように、基体１１０は、幾つかの材料から選ばれることができる。しかしながら、図４に示すように、基体１１０は、高温ニッケル基超合金である。ボンドコート１１２が、ニッケル基超合金基体上に付着される。ボンドコート１１２を覆うのは、粗い表面仕上げの表面１１５を有するセラミック層１１４である。より粗い表面仕上げは鏡面光学反射体を有効でないものにすることになるので、本明細書で用いる場合、「粗い表面仕上げ」という用語は、約２．５４マイクロメータ（１００マイクロインチ）よりも大きい表面仕上げである。基体がセラミックマトリックス複合材料のような利用可能な異なる材料の１つから選ばれる場合には、ボンドコート１１２は省略してもよい。
【００２０】
断熱皮膜システムの表面仕上げは、セラミック上層皮膜を付着させるのに用いられる製造技術のために、鏡面光学反射体として機能するためには通常粗すぎる。基体表面を覆う断熱皮膜の外表面が、次ぎに研磨される。一例では、基体表面を覆う断熱皮膜の外表面は、図４に示すようなセラミック層１１４の表面１１５が約１．２７マイクロメータ（５０マイクロインチ）よりも大きくない表面仕上げ、好ましくは約０．８１マイクロメータ（３２マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面仕上げをもつように、微細な紙やすりを使用して手作業で研磨された。この滑らかな表面は、本発明を有効なものにするために必要な反射特性を達成するために必要である。生産に際しては、研磨工程の速度を速めて処理能力を増大させるために、ダイヤモンドペーストを使用したラッピングホイール及びタンブリングのような公知の研磨技術を採用することができる。
【００２１】
次に断熱皮膜の表面はは、表面から遠のくように放射熱を反射する、図６に示すような材料の非常に薄い鏡面反射皮膜１１６で被覆される。皮膜１１６は、非常に滑らかな表面仕上げが維持されるように材料を付着させる方法によって付着される。好ましい方法は、皮膜を約１ミクロン（０．０００４インチ）の厚さに付着させる化学蒸着（ＣＶＤ）法である。この薄い鏡面皮膜を約１ミクロンの厚さに付着させるためのその他の許容できる方法としては、スパッタリング法、液相浸潤法、及び物理蒸着法が含まれる。しかしながら、皮膜を付着させるための全ての方法が、本発明に適した皮膜を形成するわけではない。溶射法のようなその他の方法は、これらの方法によって付着される皮膜が過度に分厚くかつ粗過ぎるから、鏡面反射のために許容できる皮膜を形成しない。鏡面層の厚さは、より厚く、例えば１０ミクロン又はそれ以下にすることができるが、鏡面反射反射体として用いられる材料は高価なために、約１ミクロンに保たれる。
【００２２】
好ましい鏡面反射体皮膜材料は、白金であるが、パラジウム、或いは酸化タンタル（Ｔａ2Ｏ3）、シリカ（ＳｉＯ2）、二酸化チタン（ＴｉＯ2）、パラジウム、及びそれらの組合せを含む多層誘電体ミラーも使用することができる。皮膜材料として使用される材料は、高温ガス流１２０が表面上を流れる時、依然として高度な反射性を維持することが必須要件である。従って、厚い非付着性酸化スケールの形成は皮膜の反射体としての有効性を損なうから、酸化スケールが形成されてはならない。また、価格を抑えるという目的もあって非常に薄い皮膜は、研磨された断熱皮膜に対して極めて高い付着性があり、また剥離が表面仕上げに悪影響を与えるおそれがあるような、その厚さによる層状になった剥離を生じることもない。この薄い層は、これを付着させた構成部品の重量を大きく増大させることはない。更に、この層は、表面仕上げに高度な反射性を備えた光学特性を与える薄い層として維持される。
【００２３】
他の反射燃焼器構成部品のテストは、鏡面反射層１１６が入射する放射熱線の少なくとも約８０％を反射することができることを示した。これは、セラミック皮膜を有するが鏡面反射層を持たない構成部品と比べて、流体流に隣接したセラミック皮膜の温度が２３００°Ｆの時に、最大で約３８°Ｃ（１００°Ｆ）だけ構成部品の温度を低下させるのに十分な放射熱の量である。約１００時間にわたる高圧セクタテストおいてデフレクタに取付けられた熱電対により測定された時、これらの構成部品は、本発明に記載したような皮膜を欠いた実質的に同一のデフレクタと比べて、３５℃(９５°Ｆ）の改善を示した。センタボデーは、性能において同様な改善を示すことが期待される。
【００２４】
本発明をセンタボデーの改良として説明してきたが、本発明は、タービンエンジン、或いは連続炉又はバーナのような他の高温装置のガス流路に沿った他の任意の表面に適用できる。例えば、鏡面反射皮膜は、あらゆる入射する放射熱が燃焼器壁から遠のくようにかつガス流路内に反射されるように、該燃焼器壁に対して適用することができる。エネルギーの少なくとも１部分が、ガス流路を含む構成部品から反射され、それによってそれら構成部品の温度を低下させるので、放射熱は、ガス流路内のガスにより吸収され、従って該ガスの温度を上昇させる。
【００２５】
本発明を好ましい実施形態を参照しながら説明してきたが、本発明の範囲から逸脱することなく、様々な変更を行うこと及び実施形態の構成部品をこれと等価な構成部品で置き換えることが可能であることは、当業者には明らかであろう。更に、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況又は材料に合わせて、本発明の教示に多くの変更を加えることも可能である。特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】高バイパス式ターボファンガスタービンエンジンの概略図。
【図２】オーグメンタを装備した低バイパス式ターボファンガスタービンエンジンの概略図。
【図３】従来型の断熱層システムを付着させた後のガスタービンエンジンの製造されたままの高水準センタボデーの断面図。
【図４】セラミック上層皮膜の外表面を滑らかにして、５０マイクロインチ又はそれよりも微細な表面仕上げを達成した後における、ガスタービンエンジンのセンタボデーの断面図。
【図５】滑らかなセラミック上層皮膜上に付着された、本発明の光学反射体の概略図。
【符号の説明】
【００２７】
３２  センタボデー
１１０  基体
１１２  ボンドコート
１１４  セラミック断熱皮膜
１１６  鏡面反射皮膜
１２０  ガス流路
【図１】
2004211702.tif 000003
【図２】
2004211702.tif 000004
【図３】
2004211702.tif 000005
【図４】
2004211702.tif 000006
【図５】
2004211702.tif 000007