(57)【要約】  熱負荷を受けるコンポーネントは、能動的な冷却または断熱層の被着によって、高すぎる熱の侵入から防護することができる。本発明は、斜めに延びるスリット（１９）をコンポーネント（１，１２０，１３０）の表面（１６）に刻設することによって、この効果を高める。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
流体機械（１００）のコンポーネント（１２０，１３０，１５５）であって、
このコンポーネントは外側表面（１６）を有しており、流れ媒体が流動方向（１３）にその上方を通過していき、
該外側表面（１６）には１つの、特に複数の、前記コンポーネント（１２０，１３０，１５５）の壁部を完全には貫通しない、底面（２８）を備える凹部（１９）があり、
該外側表面（１６）は前記凹部（１９）の長手方向線（２２）を有しており、
該長手方向線は前記凹部（１９）の前記底面（２８）から前記表面（１６）まで前記凹部（１９）の内部を延びており、
該長手方向線（２２）は前記表面（１６）に対して角度（α）で延びており、
該長手方向線（２２）は前記外側表面（１６）と９０°ではない角度（α）を成しており（α≠９０°）、特に角度（α）＜８５°または角度（α）＞９５°を成しているコンポーネント。
【請求項２】
前記凹部（１９）は前記流動方向（１３）に延びており（α＜８５°）、特にα＜８０°である、請求項１に記載のコンポーネント。
【請求項３】
前記凹部（１９）は前記流動方向（１３）と反対向きに延びており（α＞９５°）、特にα＞１００°である、請求項１に記載のコンポーネント。
【請求項４】
前記凹部（１９）は中実材料に設けられている請求項１，２または３のいずれか１項に記載のコンポーネント。
【請求項５】
前記凹部（１９）は前記コンポーネント（１２０，１３０，１５５）の上の少なくとも１つの層（７，１０）に設けられている請求項１，２，３または４に記載のコンポーネント。
【請求項６】
前記凹部（１９）は前記コンポーネントの上の層（７，１０）の内部だけに設けられている請求項５に記載のコンポーネント。
【請求項７】
前記凹部（１９）は前記コンポーネント（１，１２０，１３０，１５５）の上の最も外側の層（１０）だけに設けられている請求項５に記載のコンポーネント。
【請求項８】
前記凹部（１９）は前記コンポーネント（１２０，１３０，１５５）の上のセラミック層に設けられている請求項５，６または７に記載のコンポーネント。
【請求項９】
前記凹部（１９）は前記表面（１６）の平面において前記流動方向（１３）に対して横向きに長尺状に構成されている請求項１から８のいずれか１項に記載のコンポーネント。
【請求項１０】
前記表面（１６）に対して垂直な前記凹部（１９）の侵入深さ（ｄ）は最も外側の層（１０）の層厚（ｓ）の１０％から１２０％である請求項４，５，６，７または８に記載のコンポーネント。
【請求項１１】
前記侵入深さ（ｄ）は最も外側の層（１０）の層厚（ｓ）の１０％から９０％の間である請求項１０に記載のコンポーネント。
【請求項１２】
前記侵入深さ（ｄ）は最も外側の層（１０）の層厚（ｓ）の５０％から８０％である請求項１０に記載のコンポーネント。
【請求項１３】
前記凹部（１９）は前記表面（１６）に立てた垂線と平行な断面でそれぞれ平行に延びるエッジを有しており、特に平行四辺形をなしている、請求項１から１２のいずれか１項に記載のコンポーネント。
【請求項１４】
前記コンポーネント（１２０，１３０，１５５）は前記凹部（１９）を備える前記表面（１６）の領域に複数の冷却穴（４１８，４１９）を有している請求項１，５，６，７または８に記載のコンポーネント。
【請求項１５】
タービンコンポーネント（１２０，１３０，１５５）として構成されており、特にガスタービン（１００）の静翼または動翼（１２０，１３０）として構成されている、請求項１から１４のいずれか１項に記載のコンポーネント。
【請求項１６】
請求項１から１５のいずれか１項に記載のタービンコンポーネント（１２０，１３０，１５５）を備えたタービン（１００）を運転する方法であって、
流れ媒体を前記タービンコンポーネント（１２０，１３０，１５５）の上方で流動方向（１３）に通過させる方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、表面に斜めに延びる凹部を有しているコンポーネントに関するものであり、またタービンの運転方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
流れ媒体が上方や周囲を流れていくコンポーネント、たとえばガスタービンのような流体原動機に使用されるコンポーネントは、使用するときに特定の温度を上回ってはならず、高すぎる熱導入に対して防護しなくてはならず、および／または冷却しなくてはならない。
このことはガスタービンでは、特に多孔性に製作されたセラミックの断熱層によって行われる。多孔性の断熱層の利用以外に、ガスタービン翼におけるフィルム冷却も知られている。
【０００３】
特許文献１は、付着媒介層の上に外側の断熱層を有する、表面に対して垂直に延びるタービン翼の凹部を開示している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開第６，７０３，１３７Ｂ２号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の課題は、より良く断熱されたコンポーネントを提供することにあり、および、コンポーネントの冷却の必要性が減ることにつながるタービンの運転方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この課題は、流動方向に対して斜めに延びる凹部を有するコンポーネントによって解決され、および、このようなコンポーネントを用いてタービンを運転する方法によって解決される。
【０００７】
凹部は１つの層だけに設置されているのが好ましく、すなわち、１つの層の内部に存在しているのが好ましい。
【０００８】
複数の層、ここでは特に２つの層が存在しているとき、凹部は外側の層にだけ存在している。ガスタービンのタービン翼の例では、外側の層はセラミック層であり、その中に複数の凹部が存在する。
【０００９】
従属請求項にはその他の好ましい方策が記載されており、これらの方策は、いっそうの利点を実現するために、互いに任意に組み合わせることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】実施例である。
【図２】実施例である。
【図３】実施例である。
【図４】実施例である。
【図５】実施例である。
【図６】実施例である。
【図７】ガスタービンである。
【図８】タービン翼を示す斜視図である。
【図９】燃焼室を示す斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
図１には、コンポーネント１が断面図として示されている。
【００１２】
コンポーネント１は、特にガスタービン１００（図７）においてはタービン動翼１２０またはタービン静翼１３０（図７、図８）もしくは燃焼室部材１５５（図９）である。
【００１３】
ガスタービン１００のタービン翼１２０，１３０を使って本発明を一例としてのみ説明するが、本発明は、上方または周囲を流れ媒体が流れるあらゆる任意のコンポーネントに適用することができ、すなわち、航空機のガスタービンや蒸気タービン、圧縮機などでも適用することができる。
【００１４】
コンポーネント１，１２０，１３０，１５５は、特に、特にガスタービンのような高温での用途においてはニッケルまたはコバルトをベースとする合金からなる基材４でできている。蒸気タービンコンポーネントでは鉄をベースとする超合金も用いられる。
【００１５】
基材４の上に特に合金ＭＣｒＡｌＸからなる付着媒介層７があるのが好ましく、その上に外側のセラミック断熱層１０が被着されている。
【００１６】
凹部１９はコンポーネント１２０，１３０，１５５の表面１６を起点としており、中実のコンポーネント１２０，１３０，１５５（基材４だけからなるコンポーネント）に存在するか、または層７，１０（図１、図２、図３）に存在していてよい。凹部１９は、１つまたは複数の層７，１０を通って延びることもできる（図示せず）。
【００１７】
流れ媒体は流動方向１３に沿ってコンポーネント１の上方または周囲を流れる。凹部１９は流動方向１３の方向で斜めに延びているのが好ましい（図１、図２、図３）。あるいは同様に、凹部は流動方向１３と反対向きに斜めに延びることもできる。
【００１８】
凹部１９は止まり穴であり、ないしは底面２８を常に有している。したがってフィルム冷却穴としての役目を果たすものではない。
【００１９】
凹部１９は長手方向線２２を有しており、この長手方向線は、凹部１９の内部で凹部１９の底面２８からコンポーネントの表面１６まで延びるとともに、流動方向１３または表面１６に対して角度αだけ傾いて延びている（図２）。
【００２０】
凹部１９の侵入深さｄは、コンポーネント１２０，１３０の表面１６に対して垂直であり、個々の層７，１０の層厚ｓや全体の層厚の相対値として設定することができる。
【００２１】
１つの層１０または複数の層７，１０への凹部の侵入深さｄは、最も外側の層の層厚ｓに対する相対値で定義されるのが好ましい。侵入深さは外側の表面１６に対して垂直に延びる。侵入深さは層厚ｓの１０％−１２０％であるのが好ましい。すなわち、１２０％の値のときには外側の層１０を超えて基材４または下に位置する層へと延びており、および／または下に位置する層７および基材４へと延びている。
【００２２】
侵入深さｄは最も外側の層１０の層厚ｓの１０％から９０％の間であるのが好ましく、すなわち、最も外側の層１０の内部にのみ配置されている。最も外側の層１０の層厚の５０％−８０％の侵入深さが適用されるのが特別に好ましい（図３）。
最も外側の層１０は１−２ｍｍの厚みを有しているのが好ましく、凹部１９については１ｍｍの侵入深さｄを有している。
【００２３】
それぞれの凹部１９は、コンポーネントの表面１６から同一の侵入深さｄ（図２）を有しているのが好ましい。侵入深さｄは層厚ｓの１０％から１２０％であるのが好ましい。
【００２４】
角度αは９０°ではない（α≠９０°、すなわちα＞９０°またはα＜９０°）。９０°からの隔たりは、たとえば特許文献１から知られている垂直に延びる凹部を製作するときに与えられる許容範囲の範囲外にあるように選択される。
【００２５】
角度αは＜８０°であるか、または角度＞１００°を有しているのが好ましい。
角度αは２０°から８０°の間であるのが好ましい。
【００２６】
凹部１９は、コンポーネント１，１２０，１３０，１５５の表面１６の平面では長尺状に構成されているのが好ましく、すなわち、表面１６の平面における長さｌは、侵入深さｄの少なくとも１０倍であるのが好ましい（図３、図４）。
同様に、凹部１９は湾曲していてもよい（図６）。
凹部１９は、コンポーネント１２０，１３０，１５５の周りを周回するように設けられていてもよく、すなわち、タービン翼１２０，１３０の場合には翼板４０６を周回するように設けられていてもよい。
【００２７】
凹部１９は、β＝９０°の角度で、または９０°よりも小さい角度で、または９０°よりも大きい角度で、流れ媒体が上方を通過していく（図４）。：すなわち、０°＜β＜１８０°であり、特に１０°＜β＜１７０°である。角度βは、流動方向１３と、表面１６の高さで凹部１９のエッジをなす横方向２５とによって定義される。
【００２８】
図２は別の実施例を示している。
図１を前提としたうえで、基材４および／または層７，１０にはフィルム冷却穴４１８，４１９がある。このフィルム冷却穴４１８は、コンポーネントの中空室から、凹部１９の侵入深さｄの高さにまで延びているのが好ましい。
同様に、凹部１９があるところで、または凹部１９のないところで、フィルム冷却穴４１８は表面１６まで延びていてもよい（図示せず）。
同様に、断熱層１０の下方かつ結合層７の下方にある、覆われたフィルム冷却穴４１９が設けられていてもよい。
【００２９】
フィルム冷却穴４１８の幅は、平面２０の高さにおける凹部と同じ幅であってよく、あるいは、流動方向１３における凹部１９の長さよりも狭いか、これより広くてもよい。
【００３０】
凹部の断面は任意の形状とすることができる。
図１、図２では、凹部の断面は平行四辺形の形状を有している。表面１６と平行な断面で見たとき、凹部１９のエッジは断面でそれぞれ平行に延びるエッジを有している。
【００３１】
同様に、表面１６の領域における凹部１９の幅は、凹部１９の底面２８の領域より広く構成されていてもよい（図４）。
【００３２】
同様に、表面１６における凹部１９’’の幅は、侵入深さｄの高さにおける底面２８より狭くてもよい。
【００３３】
長手方向線２２は常に直線で形成され、この直線は側壁２３，２６の平面を延び、凹部１９の底面２８から凹部１９の表面までの最小の間隔を有する。
【００３４】
凹部１９はさまざまな仕方で作ることができる。金属の層７または金属の基材４の場合、これは機械的な方式の周知の仕方で行うことができる。セラミックの場合、およびセラミック層１０の下では、これはたとえば特許文献１に説明されているようにレーザによって行うのが好ましく、または電子ビーム照射によって行われる。
【００３５】
凹部１９の作用の要諦は、空気分子が動かず、そのようにして一種の開いた多孔性を形成し、流動方向１３で見て斜めの構造によって、空気が凹部すなわちスリット１９の中に残ることにある。
【００３６】
図７は、ガスタービン１００を一例として縦断面図で示している。
ガスタービン１００は、回転軸１０２を中心として回転支承された、タービンロータとも呼ばれるシャフト１０１を備えるロータ１０３を内部に有している。
ロータ１０３に沿って、吸気ハウジング１０４と、圧縮機１０５と、軸方向に配置された複数のバーナ１０７を備えるたとえばトーラス状の燃焼室１１０、特に環状燃焼室と、タービン１０８と、排気ハウジング１０９とが連続している。
環状燃焼室１１０は、たとえばリング状である高温ガス通路１１１と連通している。そこで、たとえば相前後してつながれた４つのタービン段１１２がタービン１０８を構成する。
各々のタービン段１１２は、たとえば２つの翼リングで構成されている。作動媒体の流動方向１１３で見て高温ガス通路１１１内で静翼列１１５に動翼１２０から構成される列１２５が続いている。
【００３７】
このとき静翼１３０は、ステータ１４３の内部ハウジング１３８に取り付けられているのに対して、動翼列１２５の動翼１２０は、たとえばタービンディスク１３３によってロータ１０３に取り付けられている。
ロータ１０３には発電機または作業機械が連結されている（図示せず）。
【００３８】
ガスタービン１００の作動中、圧縮機１０５により吸気ハウジング１０４を通して空気１３５が吸い込まれ、圧縮される。圧縮機１０５のタービン側端部で提供される圧縮空気はバーナ１０７へと案内され、そこで燃料と混合される。そして、この混合物が作動媒体１１３を形成しながら燃焼室１１０で燃焼される。作動媒体１１３はそこから高温ガス通路１１１に沿って流出し、静翼１３０および動翼１２０に当たる。動翼１２０に当たった作動媒体１１３は膨張しながら衝撃を伝え、それによって動翼１２０がロータ１０３を駆動し、ロータはこれに連結された作業機械を駆動する。
【００３９】
高温の作動媒体１１３に曝されるコンポーネントは、ガスタービン１００の運転中に熱負荷を受ける。作動媒体１１３の流動方向で見て第１のタービン段１１２の静翼１３０と動翼１２０は、環状燃焼室１１０を外装する熱遮蔽部材と並んで、最も多くの熱負荷を受けるところである。
そこで発生する温度に耐えるために、これらを冷却材によって冷却することができる。
同様に、コンポーネントの基材は配向構造を有することができ、すなわち単結晶（ＳＸ構造）であるか、または長手方向を向く粒子だけを有している（ＤＳ構造）。
コンポーネントの材料として、特にタービン翼１２０，１３０および燃焼室１１０のコンポーネントの材料として、たとえば鉄、ニッケル、またはコバルトをベースとする超合金が用いられる。
超合金については、たとえば欧州特許出願公開第１２０４７７６Ｂ１号明細書、欧州特許出願公開第１３０６４５４号明細書、欧州特許出願公開第１３１９７２９Ａ１号明細書、国際公開第９９／６７４３５号パンフレット、または国際公開第００／４４９４９号パンフレットが知られている。これらの文献は、合金の化学組成に関する開示内容の一部である。
【００４０】
静翼１３０は、タービン１０８の内部ハウジング１３８のほうを向いた静翼脚部（ここには図示せず）と、静翼脚部と反対側の静翼頭部とを有している。静翼頭部はロータ１０３のほうを向いており、ステータ１４３の取付リング１４０に固定されている。
【００４１】
図８は、長軸１２１に沿って延びる流体機械の動翼１２０または静翼１３０を斜視図として示している。
【００４２】
この流体機械は航空機や電力生成のための発電所のガスタービン、蒸気タービン、またはコンプレッサであってよい。
【００４３】
翼１２０，１３０は長軸１２１に沿って順次、取付領域４００と、これに接する翼プラットフォーム４０３と、翼板４０６と、翼先端部４１５とを有している。
静翼としての翼１３０はその翼先端部４１５のところに、さらに別のプラットフォームを有することができる（図示せず）。
【００４４】
取付領域４００には、動翼１２０をシャフトまたはディスク（図示せず）に取り付ける役目をする翼脚部１８３が構成されている。
翼脚部１８３は、たとえばハンマーヘッドとして構成されている。クリスマスツリー形やあり継ぎ形をした脚部など、これ以外の実施形態も可能である。
翼１２０，１３０は、翼板４０６のそばを通り抜ける媒体のために、流入エッジ４０９と流出エッジ４１２を有している。
【００４５】
従来の翼１２０，１３０では翼１２０，１３０のすべての領域４００，４０３，４０６で、たとえば中実の金属材料、特に超合金が用いられている。
このような超合金は、たとえば欧州特許出願公開第１２０４７７６Ｂ１号明細書、欧州特許出願公開第１３０６４５４号明細書、欧州特許出願公開第１３１９７２９Ａ１号明細書、国際公開第９９／６７４３５号パンフレット、または国際公開第００／４４９４９号パンフレットから知られている。これらの文献は、合金の化学組成に関する開示内容の一部である。
このとき翼１２０，１３０は、方向性凝固を利用する場合もある鋳造法、鍛造法、フライス加工法、またはこれらの組み合わせによって製作することができる。
【００４６】
１つまたは複数の単結晶構造を備える工作物が、作動中に高い機械的、熱的、および／または化学的な負荷にさらされる機械のコンポーネントとして利用される。
このような種類の単結晶の工作物の製作は、たとえば溶融物からの方向性凝固によって行われる。これは液状の金属合金を単結晶の構造になるように、すなわち単結晶の工作物となるように、あるいは方向性を持たせて凝固させる鋳造法である。
その場合、デンドライト結晶が熱流に沿って方向づけられて、柱状結晶構造（柱状、すなわち工作物の長さ全体にわたって延びる粒子、ここでは一般的な用語法に従い方向性凝固と呼ぶ）を形成するか、または単結晶構造を形成し、すなわち工作物全体が単一の結晶で構成される。いずれの方法でも、球状（多結晶）硬化への移行を避けなければならない。方向性のない成長によって、必然的に横方向と縦方向の粒界が構成され、これが方向性凝固したコンポーネントまたは単結晶のコンポーネントの優れた特性を台無しにするからである。
一般に方向性凝固組織と言うとき、それは粒界がなくまたは少なくとも低角度粒界しか有していない単結晶だけでなく、縦方向に延びる粒界は有していても横方向の粒界は有していない柱状結晶構造も意味している。こうした後者の結晶構造では、方向性凝固組織（directionally solidified structures）という用語も使われる。
このような方法は米国特許第６，０２４，７９２号明細書や欧州特許出願公開第０８９２０９０Ａ１号明細書から知られている。これらの文献は、凝固方法に関する開示内容の一部である。
【００４７】
同様に、翼１２０，１３０は腐食や酸化を防ぐためのコーティングを有することができる（たとえばＭｃｒＡｌX；Ｍは鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）の群に属する少なくとも１つの元素、Ｘは活性元素であってイットリウム（Ｙ）および／またはシリコンおよび／または希土類の少なくとも１つの元素ないしハフニウム（Ｈｆ）を表す）。このような合金は欧州特許出願公開第０４８６４８９Ｂ１号明細書、欧州特許出願公開第０７８６０１７Ｂ１号明細書、欧州特許出願公開第０４１２３９７Ｂ１号明細書、または欧州特許出願公開第１３０６４５４Ａ１号明細書から知られており、これらの文献は合金の化学組成に関する本件開示内容の一部とする。
密度は、理論密度の９５％であるのが好ましい。
（中間層または最も外側の層としての）ＭＣｒＡｌＸ層の上に、保護用の酸化アルミニウム層が形成される（TGO = thermal grown oxide layer）。
【００４８】
ＭＣｒＡｌＸの上には断熱層がさらに設けられていてよく、これは最も外側の層であるのが好ましく、たとえばＺｒＯ2，Ｙ2Ｏ3−ＺｒＯ2からなっており、すなわち酸化イットリウムおよび／または酸化カルシウムおよび／または酸化マグネシウムによって部分的にせよ全面的にせよ安定化されていない。
断熱層はＭＣｒＡｌＸ層全体を覆っている。たとえば電子ビーム蒸着法（ＥＢ−ＰＶＤ）のような適切なコーティング方法によって、柱状粒子が断熱層に生成される。
これ以外のコーティング方法も考えられ、たとえば大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）、ＬＰＰＳ、ＶＰＳ、またはＣＶＤなどが考えられる。断熱層は熱衝撃安定性を高めるために多孔性粒子、ミクロ割れ粒子、またはマクロ割れ粒子を有することができる。すなわち断熱層はＭＣｒＡｌＸ層よりも多孔性であるのが好ましい。
【００４９】
翼１２０，１３０は中空または中実に製作されていてよい。翼１２０，１３０を冷却したいとき、これらは中空であり、場合によりフィルム冷却穴４１８（点線で図示）をさらに有している。
【００５０】
図９は、ガスタービン１００の燃焼室１１０を示している。燃焼室１１０はたとえばいわゆる環状燃焼室として構成されており、円周方向で回転軸１０２の回りに配置された多数のバーナ１０７が、火炎１５６を生成する共通の燃焼室空間１５４に連通している。そのために燃焼室１１０は、その総体において、回転軸１０２を中心として位置決めされた環状の構造として構成されている。
【００５１】
比較的高い効率を実現するために、燃焼室１１０は、およそ１０００℃から１６００℃という作動媒体Ｍの比較的高い温度に備えて設計されている。材料にとっても不都合であるこのような動作パラメータのときでも比較的長い耐用寿命を可能にするために、燃焼室壁１５３は作動媒体Ｍのほうを向く側に、熱遮蔽部材１５５で構成された内張りを備えている。
【００５２】
さらに、燃焼室１１０の内部における高い温度に基づき、熱遮蔽部材１５５ないしその保持部材のための冷却システムが設けられていてもよい。その場合、熱遮蔽部材１５５はたとえば中空であり、場合により、燃焼室空間１５４へと連通する冷却穴（図示せず）をさらに有している。
【００５３】
合金からなる各々の熱遮蔽部材１５５は、特別に耐熱性の高い保護層（ＭＣｒＡｌＸ層および／またはセラミックコーティング）を作動媒体側に備えており、または高温安定性材料（中実のセラミック石材）で製作されている。
【００５４】
このような保護層はタービン翼に類似していてよく、すなわち、たとえばＭＣｒＡｌＸ層を意味している：Ｍは鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）の群に属する少なくとも１つの元素、Ｘは活性元素であってイットリウム（Ｙ）および／またはシリコンおよび／または希土類の少なくとも１つの元素ないしハフニウム（Ｈｆ）を表す。このような合金は欧州特許出願公開第０４８６４８９Ｂ１号明細書、欧州特許出願公開第０７８６０１７Ｂ１号明細書、欧州特許出願公開第０４１２３９７Ｂ１号明細書、または欧州特許出願公開第１３０６４５４Ａ１号明細書から知られており、これらの文献は合金の化学組成に関する本件開示内容の一部とする。
【００５５】
ＭＣｒＡｌｘ層の上に、たとえばセラミックの断熱層がさらに設けられていてよく、たとえばＺｒＯ2，Ｙ2Ｏ3−ＺｒＯ2からなっており、すなわち酸化イットリウムおよび／または酸化カルシウムおよび／または酸化マグネシウムによって部分的にせよ全面的にせよ安定化されていない。
たとえば電子ビーム蒸着法（ＥＢ−ＰＶＤ）のような適切なコーティング方法によって、柱状粒子が断熱層に生成される。
これ以外のコーティング方法も考えられ、たとえば大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）、ＬＰＰＳ、ＶＰＳ、またはＣＶＤなどが考えられる。断熱層は熱衝撃安定性を高めるために多孔性粒子、ミクロ割れ粒子、またはマクロ割れ粒子を有することができる。
【００５６】
補修（Refurbisment）とは、タービン翼１２０，１３０や熱遮蔽部材１５５が、その使用後に、場合により保護層を除去されなくてはならないことを意味している（たとえばサンドブラストによって）。その後、腐食層および／または酸化層ないし腐食生成物、酸化生成物の除去が行われる。
場合により、タービン翼１２０，１３０または熱遮蔽部材１５５にある亀裂も修復される。その後、タービン翼１２０，１３０、熱遮蔽部材１５５の再被覆が行われ、タービン翼１２０，１３０や熱遮蔽部材１５５があらためて使用される。
【符号の説明】
【００５７】
１  コンポーネント
１３  流動方向
１６  表面
１９  凹部
２２  長手方向線
２８  底面
１００  流体機械
１２０  コンポーネント
１３０  コンポーネント
１５５  コンポーネント
【図１】
2010514984.tif 000003
【図２】
2010514984.tif 000004
【図３】
2010514984.tif 000005
【図４】
2010514984.tif 000006
【図５】
2010514984.tif 000007
【図６】
2010514984.tif 000008
【図７】
2010514984.tif 000009
【図８】
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【図９】
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【国際調査報告】
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