(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンでの使用に好適な構成要素であって、前記構成要素が、
前記構成要素の表面を定め、第１の表面及び第２の表面を有する基材と、
前記第１の表面から前記第２の表面まで前記基材を貫通して延び、第１の開放面積を有する少なくとも１つのアパーチャと、
前記少なくとも１つのアパーチャに隣接した、前記第１の表面と前記第２の表面の少なくとも一方の上にある第１のコーティングと、
前記第１のコーティングの少なくとも一部分が前記少なくとも１つのアパーチャに隣接して露出されるように、前記少なくとも１つのアパーチャに隣接した前記第１のコーティングを覆う第２のコーティングと、
を含み、
前記第１のコーティングが、前記第１の開放面積よりも小さい第２の開放面積を定め、
前記アパーチャが、前記第１のコーティングによって被覆された前記基材の表面に対して９０度でない第１の角度を形成する軸線を定め、
前記第２の開放面積が、前記基材の表面に対して前記第１の角度とは異なる第２の角度を形成する
ことを特徴とする構成要素。
【請求項２】
前記第１のコーティングが、前記第１の表面と前記第２の表面の内の少なくとも一方と前記少なくとも１つのアパーチャが接触する場所に形成された縁部を覆う、
ことを特徴とする請求項１に記載の構成要素。
【請求項３】
前記構成要素が複数のアパーチャを含む、
ことを特徴とする請求項１又は２に記載の構成要素。
【請求項４】
前記第１のコーティングと前記第２のコーティングが、断熱システムを形成する、
ことを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の構成要素。
【請求項５】
前記第１のコーティングがボンドコート材料である、
請求項４に記載の構成要素。
【請求項６】
前記第２のコーティングがセラミック層材料である、
請求項４又は５に記載の構成要素。
【請求項７】
前記基材が金属材料である、
請求項１乃至６のいずれか１項に記載の構成要素。
【請求項８】
前記構成要素が燃焼器ライナである、
請求項１乃至７のいずれか１項に記載の構成要素。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書に記載される技術は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンで使用するための空気冷却構成要素並びにこのような構成要素を製造及び補修する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、空気を加圧するための圧縮機を含み、該加圧空気は燃料と混合されて燃焼器に送られ、そこで混合気が燃焼室内で点火されて高温の燃焼ガスを発生する。少なくとも一部の公知の燃焼器は、ドーム組立体、カウル、及びライナを含み、燃焼ガスをタービンに導き、該タービンが、燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機に動力を供給すると同時に、飛行中の航空機を推進し、又は発電機などの負荷に動力を供給するような有用な仕事をもたらす。ライナは、カウルによりドーム組立体に結合され、該カウルから下流方向へ延びて燃焼室を形成する。
【０００３】
ガスタービンエンジン内の作動環境は、熱的にも化学的にも過酷である。鉄、ニッケル、及びコバルト基超合金の形成により、耐熱合金において著しい進歩が達成されてきたが、そのような合金で形成された構成要素は、タービン、燃焼器、又はオーグメンタのようなガスタービンエンジンの特定のセクション内に設置された場合に、長期間にわたる実使用の露出に耐えることができないことが多い。一般的な解決策は、そのような構成要素の表面をアルミナイドコーティング又は断熱コーティング（ＴＢＣ）システムのような耐環境性コーティングシステムで保護することである。ＴＢＣシステムは通常、耐環境性ボンドコートと該ボンドコート上に堆積されたセラミックの断熱コーティングとを含む。ボンドコートは通常、ＭＣｒＡｌＹ（ここでＭは、鉄、コバルト、及び／又はニッケル）のような耐酸化性合金、或いは耐酸化性金属間化合物を形成する拡散アルミナイド又はプラチナアルミナイドから形成される。
【０００４】
断熱コーティングシステムは、下にある構成要素基材に対して有意な熱的保護を提供するが、燃焼器ライナのような構成要素の内部冷却は一般に必要であり、断熱コーティングと組み合わせて、又は断熱コーティングの代わりに利用することができる。ガスタービンエンジンの燃焼器ライナは、多くの場合複雑な冷却機構を必要とし、ここでは冷却空気が燃焼器の周りを流れ、次いで燃焼器ライナ内に注意深く構成された冷却孔を通して燃焼器内に吐出される。燃焼器の性能は、ある限られた量の冷却空気でその表面の均一な冷却を行う能力に直接関係している。従って、冷却孔とその開口が形成され構成されるプロセスが重要である場合が多く、これは、各開口のサイズ及び形状が、開口から出る空気流の量と表面上の空気流の分布を決定付け、燃焼器内における流れ分布全体に影響を与えることに起因する。ライナの局所的表面温度などの他の因子も開口サイズの変動で影響を受ける。
【０００５】
断熱コーティングがない燃焼器ライナでは、冷却孔は通常、放電加工（ＥＤＭ）及びレーザ加工のような従来の穿孔技術によって形成される。しかしながら、ＥＤＭ法は、セラミックが非導電性であるので、セラミックＴＢＣを有する燃焼器ライナ内に冷却孔を形成するのには用いることができず、またレーザ加工法は、基材とセラミックとの間の界面に亀裂を生じさせることにより脆弱なセラミックＴＢＣを破砕する傾向がある。従って、冷却孔は、ＴＢＣシステムを施工する前にＥＤＭ及び／又はレーザ加工法によって形成される必要があり、このことが、施工できるＴＢＣの厚みを制限し、又は冷却孔からセラミックを除去して所望の開口サイズ及び形状を取り戻すための仕上げ作業が必要であった。従来のプロセスは、冷却孔をＴＢＣの堆積から保護すること、又は所望の孔形状を得るために、施工したＴＢＣを孔から完全に除去することを含む。これにより、下にある金属表面が孔位置で過酷な環境条件に曝されたままになる。
【０００６】
燃焼器ライナのような空気冷却構成要素のための現行の補修方法は、熱疲労亀裂を溶接することを含む。冷却孔又は希釈孔のようなパネル内の開口の位置及び断熱コーティングの使用により、溶接部及びパッチの使用に更なる複雑さが付加される。多くの場合、保護コーティングは、下にある金属自体にアクセスできるようにパネル全体及び／又はライナ全体から除去し、次いで保護コーティングを再度施工する必要がある。しかしながら、従来の再施工プロセスは、冷却孔をＴＢＣ堆積から保護すること、又は孔の所望の形状を得るために、施工されたＴＢＣを孔から完全に除去することを含む。これにより、下にある金属表面が孔の位置において過酷な環境条件に曝されたままになる。場合によっては、このようなパネルの補修は実行可能な選択肢ではなく、むしろ燃焼器ライナ全体が交換される。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従来の設計は、孔表面に施工されるＴＢＣシステムが存在していない状態で完成孔形状を形成するために下にある金属基材に依存するので、金属基材内の孔に対する損傷又は実施される補修作業が、補修部品の性能に影響を及ぼす可能性がある。従って、経済的及び物理的に実現可能であり、冷却孔の近傍で基材に対する保護を増強し、更に製造されたまま及び補修されたままの状態で満足のいく冷却孔の形状をもたらすようにして燃焼器ライナのような空気冷却構成要素を製造するための方法が求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
１つの態様において、ガスタービンエンジンでの使用に好適な構成要素が記載される。本構成要素は、該構成要素の表面を定め、第１の表面と第２の表面を有する基材を含む。少なくとも１つのアパーチャは、第１の表面から第２の表面まで基材を貫通して延び、第１の開放面積を有する。本構成要素は、少なくとも１つのアパーチャに隣接して第１の表面と第２の表面の内の少なくとも一方の上に第１のコーティングを有する。本構成要素はまた、第１のコーティングの少なくとも一部分が少なくとも１つのアパーチャに隣接して露出されるように、少なくとも１つのアパーチャに隣接した第１のコーティングを覆う第２のコーティングを有する。第１のコーティングは、第１の開放面積よりも小さい第２の開放面積を定める。
【０００９】
別の態様において、ガスタービンエンジンでの使用に好適な構成要素を製造する方法が記載され、本方法は、第１の表面と第２の表面を有する基材から構成要素を形成するステップと、第１の表面から第２の表面まで基材を貫通し、第１の開放面積を有する少なくとも１つのアパーチャを形成するステップと、該アパーチャが少なくとも部分的に塞がれない状態を維持するように、少なくとも１つのアパーチャに隣接して第１の表面及び第２の表面の内の少なくとも一方に第１のコーティングを施工するステップと、アパーチャが少なくとも部分的に塞がれない状態を維持するように、少なくとも１つのアパーチャに隣接して第１のコーティングに第２のコーティングを施工するステップと、第１のコーティングの大部分又は全てを残して第１の開放面積よりも小さい第２の開放面積を定めるように、アパーチャから第２のコーティングを除去するステップを含む。
【００１０】
更に別の態様において、第１及び第２の表面を備えた基材と、第１の表面から第２の表面まで基材を貫通して延び且つ第１の開放面積を有する少なくとも１つのアパーチャとを有する、ガスタービンエンジンでの使用に好適な構成要素を補修する方法が記載され、本方法は、構成要素からコーティングを除去するステップと、構成要素の基材内のあらゆる欠陥を補修するステップと、アパーチャが少なくとも部分的に塞がれない状態を維持するように、少なくとも１つのアパーチャに隣接して第１の表面と第２の表面の内の少なくとも一方に第１のコーティングを施工するステップと、アパーチャが少なくとも部分的に塞がれない状態を維持するように、少なくとも１つのアパーチャに隣接して第１のコーティングに第２のコーティングを施工するステップと、第１のコーティングの大部分又は全てを残して第１の開放面積よりも小さい第２の開放面積を定めるように、アパーチャから第２のコーティングを除去するステップとを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
添付図面は、本明細書に記載される技術の幾つかの実施形態を例証している。
【００１２】
本発明は、一般に、空気冷却構成要素、特に断熱コーティングシステムによって熱的及び化学的に過酷な環境から保護される空気冷却構成要素に適用可能である。そのような構成要素の顕著な実施例としては、高圧及び低圧タービンノズル並びにガスタービンエンジンのブレード、シュラウド、燃焼器ライナ、及びオーグメンタハードウエアが含まれる。本発明の利点は、内部冷却及び断熱コーティングを利用して熱的に過酷な環境で作動している間に構成要素の使用温度を許容可能レベルに維持するガスタービンエンジン構成要素に特に適用可能である。
【００１３】
図１は、例示的なガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器組立体１６を含む。エンジン１０はまた、直列に軸流の関係で配置された高圧タービン１８及び低圧タービン２０を含む。圧縮機１２とタービン２０は、第１のシャフト２１によって結合され、圧縮機１４とタービン１８は、第２のシャフト２２によって結合される。例示的な実施形態において、ガスタービンエンジン１０は、ＣＦＭ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，Ｉｎｃ．から商業的に入手可能なＣＦＭ−５６エンジンである。別の実施形態において、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナチ所在のＧＥの航空宇宙事業部から商業的に入手可能なＣＦ−３４エンジンである。
【００１４】
作動中、空気が低圧圧縮機１２を通って流れ、加圧空気が低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆動し、ノズル（参照符号は付与されていない）を介してガスタービンエンジン１０から出る。
【００１５】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）で使用できる例示的な燃焼器１６の概略断面図である。燃焼器１６は、外側燃焼器ケーシング５６と内側燃焼器ケーシング５８との間に置かれた外側ライナ５２及び内側ライナ５４を含む。外側及び内側ライナ５２、５４は、互いから半径方向に離間されて、両ライナの間に燃焼室６０が形成されるようになる。外側ライナ５２及び外側ケーシング５６は、これらの間に外側通路６２を形成し、内側ライナ５４及び内側ケーシング５８は、これらの間に内側通路６４を形成する。カウル組立体６６が、外側及び内側ライナ５２、５４の上流端にそれぞれ結合される。カウル組立体６６内に形成された環状開口６８により、加圧空気は、全体的に矢印Ａで示される方向で拡散開口を通って燃焼器１６に入ることが可能になる。加圧空気は、環状開口６８を通って流れて燃焼を支援し、ライナ５２及び５４の冷却を可能にする。
【００１６】
環状ドームプレート７０が、外側及び内側ライナ５２、５４間に延び、上流側端付近で両ライナに結合される。複数の円周方向に離間されたスワーラ組立体７２は、ドームプレート７０に結合される。各スワーラ組立体７２は、開口６８からの加圧空気と、対応する燃料噴射器７４からの燃料とを受ける。燃料及び空気は、スワーラ組立体７２によって旋回されて互いに混合され、その結果得られる燃料／空気混合気が燃焼室６０内に吐出される。燃焼器１６は、該燃焼器の前方端部７６から後方端部７８に延びる長手方向軸線７５を含む。例示的な実施形態において、燃焼器１６は、シングルアニュラ型燃焼器である。或いは、燃焼器１６は、限定ではないが、ダブルアニュラ型燃焼器を含む他のあらゆる燃焼器であってもよい。
【００１７】
例示的な実施形態において、外側及び内側ライナ５２、５４は各々、複数の重なりパネル８０を含む。より具体的には、例示的な実施形態において、外側ライナ５２は、５つのパネル８０を含み、内側ライナ５４は、４つのパネル８０を含む。別の実施形態において、外側及び内側ライナ５２、５４の両方は各々、あらゆる数のパネル８０を含むことができる。パネル８０は、燃焼器１６内に燃焼室６０を形成する。具体的には、例示的な実施形態において、上流側に置かれた１対の第１のパネル８２は一次燃焼域８４を形成し、第１のパネル８２から下流側に置かれた１対の第２のパネル８６は中間燃焼域８８を形成し、第２のパネル８６から下流側（図３の方向Ｂ）に置かれた1対の第３のパネル９０及び第３のパネル９０から下流側に置かれた第４のパネル９２は、下流希釈燃焼域９４を形成する。
【００１８】
燃焼器ライナは、温度分布又は燃焼特性の変更などのため、燃焼器の燃焼環境内に空気を供給する希釈孔を含むことができる。希釈空気は、主として、外側及び内側ライナ５２、５４の一方又は両方を貫通して延びる複数の円周方向に離間された希釈孔９６を介して燃焼室６０に導入される。例示的な実施形態において、希釈孔９６は各々、実質的に円形である。希釈孔は、特定の構成要素及び特定の製品用途の耐久性及び性能目標を達成するため、必要に応じて適合させる（大きさにする、形状にする、及び／又は配列にする）ことができる。
【００１９】
図３は、燃焼器１６で使用することのできる例示的な燃焼器ライナ５２を示している。ライナ５２はまた、第３のパネル９０内に形成された複数の冷却孔１６０を含み、該冷却孔は、ライナ５２の冷却を可能にする。１つの群の冷却孔１６０だけが第３のパネル９０に示されているが、冷却孔１６０の群が、第３のパネル９０付近で円周方向に離間されている点は理解されたい。冷却孔１６０の各群はホットスポットに対応して位置付けられて、対応するホットスポット上に冷却流体を送ることができるようになる点は理解されるべきである。第３のパネル９０は、ライナ５２の冷却を可能にするあらゆる数の冷却孔１６０を含む。
【００２０】
ガスタービンエンジン１０の運転中、ライナ５２の内表面３３は高温になるので、冷却を必要とする。その結果、例示的な実施形態において、冷却孔１６０のような冷却特徴部がライナ５２内に置かれ、ライナ５２のホットスポット上に冷却流体を送ることが可能になる。より具体的には、冷却孔１６０は、外側通路６２及び／又は内側通路６４から燃焼室６０に冷却流体を送り、内表面３３に冷却流体の層を形成する。他の実施形態では、本明細書で説明されたように冷却孔１６０が機能できるあらゆる構成の冷却孔１６０を使用できる点は理解されたい。同様に、孔１６０は、外表面を冷却するようライナ５４内に存在してもよい。
【００２１】
作動中、霧化燃料が燃焼室６０内に噴射されて点火されると、燃焼室６０内で熱が発生する。空気が冷却特徴部１６０を通って燃焼室６０に入り、燃焼器ライナ表面３３に沿って空気の薄い保護境界部を形成するが、高温への燃焼器ライナ表面の曝露の変動により、パネル８０内に熱応力が誘起されることがある。長時間にわたり連続して熱応力に曝される結果、パネル８０が劣化する可能性がある。
【００２２】
図４は、冷却孔１６０とライナ表面３３との間の関係並びに孔１６０の軸線２２０を示した燃焼器ライナ５２の一部の拡大部分断面図である。
【００２３】
次に、図５及び６を参照すると、断熱材料の層２１０が、燃焼器ライナ表面３３上で図４に示す燃焼器ライナ５２に施工される。断熱材料は更に、高温燃焼ガスから燃焼器ライナ表面３３を絶縁する。層２１０は、ボンドコート層のような内側層２１２と、断熱層のような外側層２１４とを含む。
【００２４】
ここで、燃焼器ライナ５２のような空気冷却構成要素に関して例示的な方法を説明するが、該構成要素の金属基材３３は、基材（内表面３３）上に形成されたボンドコート２１２と、ボンドコート２１２により表面３３に接着されたセラミック層２１４とから構成される断熱コーティングシステムにより保護されている。ボンドコート２１２及びセラミック層２１４は各々、単一の材料層であってよく、或いは適正な材料の２つ又はそれ以上の層（すなわち多層）で形成することもできる。ガスタービンエンジンの高温構成要素の場合と同様に、表面３３は、鉄、ニッケル、又はコバルト基超合金とすることができる。ボンドコート２１２は、好ましくは、拡散アルミナイド又はＭＣｒＡｌＹのような耐酸化性組成物であって、これは、高温に曝されている間にその表面上にアルミナ（Ａｌ２Ｏ３）層又はスケール（図示せず）を形成する。アルミナスケールは、下にある超合金表面３３を酸化から保護し、セラミック層２１４がより頑強に接着する表面を提供する。
【００２５】
セラミック層２１４は、空気プラズマ溶射法（ＡＰＳ）、低圧プラズマ溶射法（ＬＰＰＳ）、又は電子ビーム物理蒸着法（ＥＢＰＶＤ）のような物理蒸着法（ＰＶＤ）によって堆積させることができ、これらの内で電子ビーム物理蒸着法（ＥＢＰＶＤ）は、歪み耐性柱状粒子構造をもたらす。セラミック層２１４の例示的な材料は、イットリアで部分的に安定化されたジルコニア（イットリア安定化ジルコニア、すなわちＹＳＺ）であるが、イットリアにより完全に安定化されたジルコニア、並びにマグネシア（ＭｇＯ）、カルシア（ＣａＯ）、セリア（ＣｅＯ２）、又はスカンジア（Ｓｃ２Ｏ３）のような他の酸化物によって安定化されたジルコニアも用いることができる。
【００２６】
本発明の方法は、セラミック層２１４、ボンドコート２１２、及び開口１６２を介して表面３３を突き抜け、ライナ５２のような構成要素の外表面上に冷却空気の適切に流量調整された分布を提供する冷却孔１６０及び開口１６２の構成を得ることができる冷却孔１６０（図４−６に示す）の生成を必要とする。図５に示すように、当初はコーティングされている冷却孔開口１６２は、急角度（角度β）で表面に向いた小さな開口（軸線２３０を有する）を形成する。図６に示すように、孔と整列しているセラミック層２１４の部分を除去した後、開口１６２は、表面３３に対して比較的浅い角度であり、開口１６２を通って流れる冷却空気は、作動中に構成要素表面を覆う有効なフィルムとして布設することができる。
【００２７】
図７及び８は、本明細書でより詳細に説明される例示的な方法をフロー図の形式で示している。この両方の方法は、幾つかの共通ステップを共有しているが、方法２００は、新しい空気冷却構成要素を製造するのに特に好適であり、方法３００は、その使用期間の間に空気冷却構成要素を補修及び修復するのに特に好適である。
【００２８】
図４に示すように、この例示的な方法の第１のステップは、ライナ５２を貫通して孔１６０を形成することである。次に第２のステップは、図５に示すように、ボンドコート２１２及びセラミック層２１４を表面３３に施工することである。孔１６０の縁部にコーティングが積層されることに起因して、結果として得られる孔開口１６２は、ライナ５２に必要な冷却孔１６０よりも断面直径が小さいが、完全には塞がれておらず、孔の位置及びその断面の少なくとも一部が実質的に閉塞されていないままである。例えば、約０．０３５インチ（約０．９ｍｍ）から約０．０４０インチ（約１．０ｍｍ）の直径を有する冷却孔１６０では、コーティング後の開口１６２は、好ましくは約０．０２０インチ（約０．５ｍｍ）の直径、すなわち冷却孔１６０として意図された直径のほぼ半分を有するので、「目印孔」はコーティングを通して見ることができ且つアクセス可能なままになる。孔１６０の形成に好適な方法にはＥＤＭがあるが、孔１６０は、鋳造、レーザ、又はアブレシブウォータジェットによる穿孔のような他の方法によっても形成可能であると予測することができる。穿孔作業の結果、孔１６０は、実質的に一様な円断面を有し、表面３３に対して非垂直の角度（角度α）を形成する。
【００２９】
孔１６０が形成され、ボンドコート２１２及びセラミック層２１４が施工されると、構成要素（ライナ５２）は、ライナ５２の非コーティング側などから孔１６０に向けた加圧流体流を使用して、図５に示す冷却孔１６０及び開口１６２を形成する、注意深く制御された作業により処理される。ガラスビーズ又は研磨グリットのような媒体を含む空気又は水などの様々な流体を使用して、孔１６０を覆うコーティング材に研磨作用をもたらすことができる。
【００３０】
本明細書で述べたような作業は、セラミックＴＢＣ層を除去するが、ボンドコート層又は金属基材などの下にある母材は除去しないことにより、開口１６２を所望のサイズ並びに所望の角度に拡大するのに十分なエネルギーを提供することが分かっている。従って、この作業は、セラミック層２１４は除去するが、下にあるボンドコート２１２の大部分又は全ては冷却孔１６０に隣接する開口の表面に残り、ボンドコート層が製造中及び使用中の両方で冷却孔近傍のライナの縁部を保護することになる。この作業は、熱エネルギーではなく機械エネルギーを使用するので、孔１６０を囲み且つ結果として得られる孔アパーチャ１６２の縁部を形成するボンドコート２１２又はセラミック層２１４を損傷又は破砕することはない。
【００３１】
本方法は、セラミック断熱コーティング（ＴＢＣ）及び下にある基材を貫通する冷却孔及びアパーチャを適切なサイズ及び形状にすることができる。また、研磨流体流は、冷却孔及びアパーチャを囲むセラミックを除去又は損傷することなく、孔及びそのアパーチャの所望のサイズ及び形状を含む、孔及びアパーチャを最終的に仕上げる役割を果たす。
【００３２】
現場から戻ってきたエンジン１０のようなエンジンが、燃焼器ライナ５２に少なくとも１つの劣化パネル８０が含まれていることを示す場合には、種々の補修方法を利用して、燃焼器ライナ５２を使用可能な状態にまで修復することができる。これらの補修方法は、ライナ全体、パネル一式、及び／又はライナパネルの一部分又はセグメントの交換、並びに溶接して塞ぐといった亀裂補修を含むことができる。
【００３３】
補修作業中に、全ての汚れ、異物、及びコーティングは、通常、構成要素の詳細な検査を可能にするために、燃焼器ライナのような構成要素から除去される。次いで、亀裂のような基材内のあらゆる欠陥は、溶接、ろう付け、又はその構成要素の個別セクションの交換といった、適切で認定された方法を用いて補修される。冷却孔のような孔は、適正なサイズ、形状、及びパターンに修復されるように、必要に応じて再穿孔及び／又補修することができる。
【００３４】
構成要素の表面が適切に補修されると、上述の例示的な方法を利用して、保護用断熱コーティングを構成要素の表面に施工することができる。最終仕上げアパーチャの寸法は、注意深く制御され、本明細書で記載されたような除去及び交換可能なコーティングによって形成されるので、最終仕上げ冷却孔の寸法を規格内に維持しながら補修作業を実行及び繰り返すことができる。
【００３５】
劣化したライナのような構成要素は、本明細書に記載された方法を使用して補修され、容易に利用可能なコーティング技術を用いるので、燃焼器ライナ全体、又は大きなパッチ、或いはパネル全体を取り外して交換することに比べて節減を向上させることができる補修プロセスを用いて現場での使用に戻すことができる。
【００３６】
本明細書で記載した装置及び方法は、ガスタービンエンジンの燃焼器ライナ内の冷却孔に関連して記載されているが、当該装置及び方法は、ガスタービンエンジン、燃焼器ライナ、又は冷却孔に限定されるわけではない点は理解される。同様に、例示したガスタービンエンジン及び燃焼器ライナの構成要素は、本明細書に記載された特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろガスタービンエンジン及び燃焼器ライナの構成要素は、本明細書に記載した他の実施形態とは独立して又は別個に利用することもできる。
【００３７】
種々の具体的な実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明は、請求項の精神及び範囲内で修正を加えて実施することができる点は、当業者には理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３８】
【図１】例示的なガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンで使用することのできる例示的な燃焼器組立体の概略断面図。
【図３】図２に示す燃焼器組立体で使用することのできる例示的な燃焼器ライナの一部分の拡大斜視図。
【図４】コーティング施工前の図３に示す燃焼器ライナの拡大部分断面図。
【図５】コーティング施工後の図４に示す燃焼器ライナの拡大部分断面図。
【図６】一部のコーティング材料を除去した後の図５に示す燃焼器ライナの拡大部分断面図。
【図７】例示的な製造方法に関連したステップを示すフロー図。
【図８】例示的な補修方法に関連するステップを示すフロー図。
【符号の説明】
【００３９】
１０  ガスタービンエンジン
１２  低圧圧縮機
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器組立体
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２１  第１のシャフト
２２  第２のシャフト
３３  外側ライナ５２の内表面
５２  外側ライナ
５４  内側ライナ
５６  外側燃焼器ケーシング
５８  内側燃焼器ケーシング
６０  燃焼室
６２  外側通路
６４  内側通路
６６  カウル組立体
６８  環状開口
７０  環状ドームプレート
７２  スワーラ組立体
７４  燃料噴射器
７５  燃焼器１６の長手方向軸線
７６  燃焼器１６の前方端部
７８  燃焼器１６の後方端部
８０  外側及び内側ライナ５２、５４のパネル
８２  第１のパネル
８４  一次燃焼域
８６  第２のパネル
８８  中間燃焼域
９０  第３のパネル
９２  第４のパネル
９４  希釈燃焼域
９６  希釈孔
１６０  冷却孔
１６２  開口
２１０  断熱材層
２１２  内側層、ボンドコート
２１４  外側層、セラミック層、断熱層
２２０  冷却孔１６０の軸線
２３０  開口１６２の軸線
【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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