(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンのフィルム冷却構成要素を製造又は補修する。【解決手段】高温燃焼ガス流Ｈを発生するガスタービンエンジン用エンジン構成要素８０は、高温燃焼ガスに向かい合う高温面８４及び冷却流体流Ｃに向かい合う冷却面８６を有する基材８２と、冷却面上に設けられた入口と、高温面上に設けられた出口９４と、入口及び出口を接続しかつ複数の小面を有する多面拡散セクションを備える通路９６と、を備えるフイルム孔９０と、多面拡散セクションに付着されたコーティングと、を備え、複数の小面は、前記基材に対するコーティングの付着性を強化するように構成される。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガス流（Ｈ）を発生するガスタービンエンジン（１０）用エンジン構成要素（８０）であって、
前記高温燃焼ガスに向かい合う高温面（８４）及び冷却流体流（Ｃ）に向かい合う冷却面（８６）を有する基材（８２）と、
前記冷却面上に設けられた入口（９２）と、前記高温面上に設けられた出口（９４）と、前記入口及び前記出口を接続しかつ複数の小面を有する多面拡散セクション（１００）を備える通路（９６）と、を備えるフイルム孔（９０）と、
前記多面拡散セクションに付着されたコーティング（１０８）と、
を備え、
前記複数の小面（１０２、１１０）は、前記基材に対するコーティングの付着性を強化するように構成される、エンジン構成要素。
【請求項２】
前記コーティングは、酸化保護コーティング、又は熱障壁コーティングのうちの少なくとも１つから成る、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項３】
前記コーティングは、イットリア安定化ジルコニア酸化物、ニッケルアルミナイド合金、プラチナアルミナイド合金、ＮｉＣｒＡｌＹ合金、ＣｏＣｒＡｌＹ合金、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ合金、又はＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金のうちの１つから成る、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項４】
前記基材は、鋼、チタン、ニッケル系超合金、コバルト系超合金、又は鉄系超合金のうちの１つから成る、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項５】
前記前記コーティングはＮｉＣｒＡｌＹ合金から成り、前記基材はニッケル系超合金から成る、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項６】
前記複数の小面は複数の平面小面を備え、前記複数の平面小面のうちの少なくとも２つが定める相対角度は、４０度又はそれ以下である、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項７】
前記通路は、記多面拡散セクションの上流で、前記通路の調量径を定める調量セクションをさらに定める、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項８】
前記複数の小面のうちのいくつかは、前記調量径の１／４より大きいか又は等しくかつ前記調量径の２倍未満の小面長さを有する、請求項７に記載のエンジン構成要素。
【請求項９】
前記複数の小面の各々は、前記調量径の１／２よりも大きいか又は等しい小面長さを有する、請求項７に記載のエンジン構成要素。
【請求項１０】
前記複数の小面の各々は、前記調量径に等しいか又はそれ以下の小面深さを有する、請求項９に記載のエンジン構成要素。
【請求項１１】
前記複数の小面は、複数の平面小面、複数のアーチ形小面、又は平面及びアーチ形小面の組み合わせを備える、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項１２】
前記コーティングは、多面拡散セクション上で実質的に一定の厚さである、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項１３】
前記複数の小面は、互いに不規則に配向される、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項１４】
前記複数の小面は、前記多面拡散セクションの表面トポロジーを定め、前記コーティングは、前記表面トポロジーに実質的に従う、請求項１に記載のエンジン構成要素。
【請求項１５】
前記コーティングは、前記表面トポロジーの上で実質的に一定の厚さである、請求項１４に記載のエンジン構成要素。
【請求項１６】
ガスタービンエンジン（１０）用エンジン構成要素（８０）を製造する方法であって、
第１の面及び第２の面を有する基材（８２）を貫通してフイルム孔（９０）のための通路（９６）を機械加工する段階であって、前記通路が、前記第１の面上に設けられた入口（９２）及び前記第２の面上に設けられた出口（９４）を有する、段階と、
前記通路に複数の小面（１０２、１１０）を機械加工して、前記複数の小面に機械加工する前の前記第２の面に比べて大きな前記第２の面上の付着性表面積を有する、前記フイルム孔の多面拡散セクション（１００）を定める段階と、
前記複数の小面の機械加工の後で、コーティング（１０８）を前記フイルム孔の前記多面拡散セクションに付着させる段階と、
を含む、方法。
【請求項１７】
前記通路を機械加工する段階は、放電加工、レーザードリル加工、アブレシブ液体ジェットドリル加工、又は水誘導式レーザージェットドリル加工を行う段階を含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記複数の小面を機械加工する段階は、放電加工、レーザードリル加工、アブレシブ液体ジェットドリル加工、又は水誘導式レーザージェットドリル加工を行う段階を含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項１９】
前記通路を機械加工する段階及び前記複数の小面を機械加工する段階は、１つの機械加工技術を用いた２ステッププロセスを含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項２０】
前記コーティングを付着させる段階は、溶射、物理的蒸着、化学的蒸着、スラリーコーティング、スパッタリング、電子ビーム物理的蒸着、化学めっき、又は電気めっきを行う段階を含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項２１】
前記コーティングを付着させる段階の前に、少なくとも１回の前記基材をグリットブラスティングする段階をさらに含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項２２】
前記コーティングを付着させる段階の前に、少なくとも１回の前記基材を洗浄する段階を含む、請求項２１に記載の方法。
【請求項２３】
前記コーティングを付着させる段階の前に、前記フイルム孔の前記多面拡散セクションにコーティング下地層を施工する段階をさらに含む、請求項２２に記載の方法。
【請求項２４】
前記コーティング下地層を施工する段階は、前記基材に前記コーティング下地層をめっきする段階を含む、請求項２３に記載の方法。
【請求項２５】
前記コーティング下地層を施工する段階は、前記めっきされたコーティング下地層を、化学的蒸着を使用して前駆体にさらす段階を含む、請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記コーティングを付着させる前に、前記基材を熱処理する段階をさらに含む、請求項２３に記載の方法。
【請求項２７】
前記コーティングを付着させる前に、前記基材をエージングする段階をさらに含む、請求項２６に記載の方法。
【請求項２８】
コーティングされた基材（８２）を備え、前記基材のフイルム孔（９０）が拡散セクション（１００）を有する、エンジン構成要素（８０）を修復する方法であって、
前記拡散セクションから古いコーティングを剥ぎ取る段階と、
前記剥ぎ取られた拡散セクションを洗浄する段階と、
前記拡散セクションに新しいコーティングを付着させる段階と、
前記洗浄する段階の後で、前記新しいコーティングを付着させる前に、前記拡散セクションに対して複数の小面（１０２、１１０）を機械加工する段階と、
を含み、
前記小面は、前記新しいコーティングの前記基材に対する付着性を強化するように構成される、方法。
【請求項２９】
前記複数の小面を機械加工する段階は、放電加工、レーザードリル加工、アブレシブ液体ジェットドリル加工、又は水誘導式レーザージェットドリル加工を行う段階を含む、請求項２８に記載の方法。
【請求項３０】
前記古いコーティングを剥ぎ取る段階は、前記基材をグリットブラスティングする段階を含む、請求項２８に記載の方法。
【請求項３１】
前記新しいコーティングを付着させる段階は、溶射、物理的蒸着、化学的蒸着、スラリーコーティング、スパッタリング、電子ビーム物理的蒸着、化学めっき、又は電気めっきを行う段階を含む、請求項２８に記載の方法。
【請求項３２】
前記剥ぎ取った拡散セクションを洗浄する段階は、超音波タンク内でアルコールを用いて前記基材を洗浄する段階を含む、請求項２８に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般には、特にガスタービンエンジンにおけるフイルム冷却されるエンジン構成要素、並びにフイルム冷却されるエンジン構成要素を製造又は補修方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガス又は燃焼タービンエンジンは、多数のタービンブレード上でエンジンを通過する燃焼ガスの流れからエネルギを抽出する回転式エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上及び海上移動並びに発電用途で使用されてきたが、これはヘリコプターを含む航空機といった航空用途で最も一般的である。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進用に使用される。陸上用途において、タービンエンジンは発電用に使用される場合が多い。
【０００３】
航空機用ガスタービンエンジンは、高温で作動してエンジン効率を最大化するように設計されるので、高圧タービン及び低圧タービン等の特定のエンジン構成要素の冷却を必要とする場合がある。いくつかのエンジン構成要素は、冷却流体の薄層又は薄膜をエンジン構成要素の高温面に供給して高温燃焼ガスからエンジン構成要素を保護するためのフイルム孔を含む。典型的に、フイルム孔はエンジン構成要素の基材に機械加工される。１又はそれ以上の熱及び／又は酸化保護コーティングは、フイルム孔の機械加工の前又は後で基材に施工することができる。しかしながら、コーティングの施工後の機械加工は、コーティングに損傷を与える可能性がある。
【発明の概要】
【０００４】
本発明の実施形態は、概して、特にガスタービンエンジンにおけるフイルム冷却されるエンジン構成要素、並びにフイルム冷却されるエンジン構成要素の製造又は補修方法に関する。
【０００５】
１つの態様において、本発明は、ガスタービンエンジン用エンジン構成要素に関し、ガスタービンエンジンは高温燃焼ガス流を発生し、高温燃焼ガスに向かい合う高温面及び冷却流体流に向かい合う冷却面を有する基材と、冷却面上に設けられた入口と、高温面上に設けられた出口と、入口及び前記出口を接続しかつ複数の小面を有する多面拡散セクションを備える通路と、を備えるフイルム孔と、多面拡散セクションに付着されたコーティングと、を含み、複数の小面は、基材に対するコーティングの付着性を強化するように構成される。
【０００６】
他の態様において、本発明は、ガスタービンエンジン用エンジン構成要素を製造する方法であって、本方法は、第１の面及び第２の面を有する基材を貫通してフイルム孔のための通路を機械加工する段階であって、通路が、第１の面上に設けられた入口及び第２の面上に設けられた出口を有する、段階と、通路に複数の小面を機械加工して、複数の小面に機械加工する前の第２の面に比べて大きな第２の面上の付着性表面積を有する、フイルム孔の多面拡散セクションを定める段階と、複数の小面の機械加工の後で、コーティングをフイルム孔の前記多面拡散セクションに付着させる段階と、を含む。
【０００７】
さらに他の態様において、本発明は、コーティングされた基材を備え、基材のフイルム孔が拡散セクションを有する、エンジン構成要素を修復する方法であって、本方法は、拡散セクションから古いコーティングを剥ぎ取る段階と、剥ぎ取られた拡散セクションを洗浄する段階と、拡散セクションに新しいコーティングを付着させる段階と、洗浄する段階の後で、新しいコーティングを付着させる前に、拡散セクションに対して複数の小面を機械加工する段階と、を含み、小面は、新しいコーティングの基材に対する付着性を強化するように構成される。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】図１のエンジンの燃焼器及び高圧タービンの側断面図。
【図３】本発明の第１の実施形態によるフイルム孔を有す図１のエンジンのエンジン構成要素の一部を示す概略図。
【図４】図３のフイルム孔の断面図。
【図５】図３のフイルム孔に関する出口の平面図。
【図６】図５のフイルム孔９０の一部の拡大断面図。
【図７】本発明の第２の実施形態によるフイルム孔の一部の拡大断面図。
【図８】本発明の第３の実施形態によるフイルム孔の一部の拡大断面図。
【図９】本発明の第４の実施形態によるフイルム孔を備えたエンジン構成要素を製造する方法を示すフローチャート。
【図１０】本発明の第５の実施形態によるフイルム孔を備えたエンジン構成要素を補修する方法を示すフローチャート。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本発明の記載されている実施形態は、特にガスタービンエンジンにおけるフイルム冷却されるエンジン構成要素、並びにフイルム冷却されるエンジン構成要素の製造又は補修方法に関する。例示目的で、本発明の態様は、航空機ガスタービンエンジンに関連して以下に説明される。しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、一般に、移動体用途又は移動体以外の工業、商業、及び住宅用途といった航空機以外の用途にも適用できることを理解されたい。
【００１０】
図１は、航空機用ガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、略長手方向に延びる軸又は前方１４から後方１６に延びる中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側直列流れ連通で、ファン２０を含むファンセクション１８、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４並びに高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２、及び排気セクション３８を含む。
【００１１】
ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りで半径方向に設けられた複数のファンブレード４２を含む。
【００１２】
ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０に結合することができるコアケーシング４６で囲まれている。
【００１３】
エンジン１０の中心線１２に対して同軸に配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動結合する。大径環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２に対して同軸に配置されたＬＰシャフト又はスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動結合する。
【００１４】
ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６は、それぞれ複数の圧縮機段５２、５４を含み、この中で圧縮機ブレード５６、５８のセットは、対応する静止圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）のセットに対して回転して、段を通過する流体流を圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２、５４において、複数の圧縮機ブレード５６、５８は、輪状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができるが、対応する静止圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の下流でこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、例示目的で選択されており、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１５】
ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６は、それぞれ複数のタービン段６４、６６を含み、この中でタービンブレード６８、７０のセットは、対応する静止タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）のセットに対して回転して、段を通過する流体流からエネルギを抽出する。単一のタービン段６４、６６において、複数のタービンブレード６８、７０は、輪状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができるが、対応する静止タービンベーン７２、７４は、回転ブレード６８、７０の上流でこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、及びタービン段の数は、例示目的で選択されており、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１６】
作動時、回転するファン２０は、周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次に、ＬＰ圧縮機２４は加圧された周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６は周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼器３０内で燃料と混合して着火され、それによって燃焼ガスが発生する。一部の仕事はこれらのガスからＨＰタービン３４によって抽出されてＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６に放出され、さらなる仕事が抽出されてＬＰ圧縮機２４を駆動し、排気ガスは、最終的に排気セクション３８を通ってエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することでＬＰスプール５０が駆動されてファン２０及びＬＰ圧縮機２４が回転する。
【００１７】
ファン２０から供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４を迂回して、エンジン１０の各部分、特に高温部分を冷却するために利用され、及び／又は航空機の他の特徴要素を冷却するために又は作動させるために利用される。タービンエンジンとの関連において、通常、エンジンの高温部分は、燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直下流にあるので最も温度の高い部分である。他の冷却流体の供給源は、限定されるものではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出する流体である。
【００１８】
図２は、図１のエンジン１０の燃焼器３０及びＨＰタービン３４の側断面図である。燃焼器３０は、デフレクタ７６及び燃焼器ライナ７７を含む。半径方向に離間した静止タービンベーン７２のセットは、タービン３４のタービンブレード６８に軸方向において隣接しており、隣接する各ベーン７２は、その間にノズルを形成する。ノズルは、燃焼ガスを回転ブレードへの良好な流れに変えるので、タービン３４によって最大エネルギを抽出できる。冷却流体流れＣは、高温燃焼ガスＨがベーン７２の外側に沿って通過する際にベーン７２を通過してベーン７２を冷却する。シュラウド組立体７８は、回転ブレード６８に隣接して、タービン３４の流れ損失を最小化するようになっている。また、同様のシュラウド組立体は、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４、又はＨＰ圧縮機２６に関連することができる。
【００１９】
エンジン１０の１又はそれ以上のエンジン構成要素は、本明細書に詳細に説明する種々のフイルム孔の実施形態を使用できるフイルム冷却基材を含む。フイルム冷却基材を有するエンジン構成要素のいくつかの非限定的な実施例は、図１−２に記載のブレード６８、７０、ベーン又はノズル７２、７４、燃焼器デフレクタ７６、燃焼器ライナ７７、又はシュラウド組立体７８を含むことができる。フイルム冷却を使用する他の非限定的な実施例は、タービン移行ダクト及び排気ノズルを含む。
【００２０】
図３は、本発明の第１の実施形態によるエンジン１０のエンジン構成要素８０の一部を示す概略図である。エンジン構成要素８０は、矢印Ｈで示す高温ガスの流れ内に配置することができる。矢印Ｃで示す冷却流体流は、エンジン構成要素を冷却するために供給することができる。図１−２に関してタービンエンジンとの関連で前述したように、冷却空気は、ファン２０から供給されるエンジンコア４４を迂回する周囲空気、ＬＰ圧縮機２４からの流出流体、又はＨＰ圧縮機２６からの流出流体とすることができる。
【００２１】
エンジン構成要素８０は、高温燃焼ガスに向かい合う高温面８４及び冷却流体Ｃに向かい合う冷却面８６を有する基材８２を含む。基材８２は、エンジン構成要素８０の壁を形成することができる。第１のエンジン構成要素８０は、冷却面８６を備える少なくとも１つの内部キャビティを定めることができる。高温面８４は、エンジン構成要素８０の外面とすることができる。ガスタービンエンジンの場合、高温面８４は、１０００℃から２０００℃の範囲の温度を有するガスに曝される可能性がある。限定されるものではないが、基材８２に適切な材料としては、鋼、チタン等の高融点金属、若しくはニッケル、コバルト、又は鉄系の超合金を挙げることができる。超合金は、等軸、一方向に凝固、及び単結晶構造体を含むことができる。
【００２２】
エンジン構成要素８０は、内部キャビティとエンジン構成要素８０の高温面８４との間の流体連通を可能にする複数のフイルム孔９０をさらに含む。作動時、冷却空気Ｃは、内部キャビティに供給されてフイルム孔９０から流出し、高温面８４上に冷却空気の薄層又は薄膜を生成して高温面８４を高温燃焼ガスＨから保護する。
【００２３】
図４は、図３のフイルム孔９０の１つを通る断面図である。各フイルム孔９０は、基材８２の冷却面８６上に設けられた入口９２、高温面８４上に設けられた出口９４、及び入口９２及び出口９４を接続する通路９６を有することができる。通路９６は、冷却流体Ｃの質量流量の調量用の調量セクション９８及び冷却流体Ｃが膨張してより広い冷却薄膜を形成するための拡散セクション１００を定めることができる。調量セクション９８は、最小断面積を有する通路９６の一部とすることができ、さらに通路９６の個別的な位置又は細長いセクションとすることができる。調量セクション９８の断面積は、通路９６の調量径（Ｄ）を定める。調量セクション９８は、入口９２に又はその近くに設けることができるが、拡散セクション１００は出口９４に又はその近くに定めることができる。冷却流体Ｃは、入口９２を通ってフイルム孔９０に流入し、調量セクション９８及び拡散セクション１００を通過した後にフイルム孔９０の出口９４から温面８４に沿って流出する。
【００２４】
図５は、フイルム孔９０の出口９４の拡大図である。本発明の実施形態は、多面拡散セクション１００を備えた通路９６を設けることによって、フイルム孔９０を成形又は輪郭形成することを可能にする。多面拡散セクション１００は、フイルム孔９０の拡散セクション１００に対するコーティングの接着を改善する複数の小面１０２を含む。
【００２５】
１つの実施例において、小面１０２は、小面１０２をもたない高温面８４に比較して大きな接着表面積を有する高温面８４上の表面トポロジーを定める。詳細には、この表面トポロジーは、小面１０２をもたないフイルム孔９０又は拡散セクション１００に比較して大きな接着表面積を有する。大きな接着表面積は、コーティングをより耐久性のあるものにするが、同時に拡散セクション１００を改善され冷却性能を目指して形作ることを可能にする。コーティングの接着を改善するように構成された小面は、何らかの略ディフューザ形フイルム孔に用いることができることに留意されたい。
【００２６】
各小面１０２は、周縁部１０６で囲まれた別個の表面１０４によって定めることができる。例示目的で、１つの例示的な小面１０２が図５に示されており、点線が周縁部１０６を定める。別個の表面１０４が、平面、湾曲状、又は平面と湾曲を組み合わせたものとすることができる。各小面１０２の平面図は、円形又は多角形、又はこれらの組み合わせを含む種々の幾何学的形状を取ることができる。円形小面１０２は、周縁部１０６を構成する１又はそれ以上の湾曲セグメントを有することができるが、多角形小面１０２は、周縁部１０６を構成する複数の直線状セグメントを有することができる。
【００２７】
図６は、図５のフイルム孔９０の多面拡散セクション１００の一部を通る拡大断面図である。コーティング１０８は、基材８２の少なくとも多面拡散セクション１００に付着する。面拡散セクション１００及びコーティング１０８の相対的な寸法は図６では例示目的で誇張されていることに留意されたい。
【００２８】
コーティング１０８は、単層コーティング又は多層コーティングを含むことができる。多層コーティングに関して、各層のうちの１つの層はボンドコートとすることができる。コーティング１０８は、付加的なものとすること、又は基材の材料に化学的に拡散することができる。多面拡散セクション１００のコーティングのいくつかの非限定的な実施例は、熱障壁コーティング、酸化保護コーティング、又はこれらの組み合わせとすることができる。酸化保護コーティングの１つの例は、ボンドコートである。大部分の断熱コーティング、例えば熱障壁コーティングは、約０．５から１Ｂｔｕ／ｈｒ／ｆｔ／Ｆの熱伝導率を有する。金属コーティングは、例えば、５から１５Ｂｔｕ／ｈｒ／ｆｔ／Ｆである基材金属に近い熱伝導率を有することができる。
【００２９】
熱障壁コーティングの１つの例は、イットリア安定化ジルコニア酸化物（ＹＳＺ）を含む。酸化保護コーティング又はボンドコートのいくつかの特定の例は、施工方法に応じて、多面拡散セクション１００に関して、ニッケルアルミナイド合金、プラチナアルミナイド合金、及びＭＣｒＡｌＹ合金を含み、「Ｍ」は、ニッケル、コバルト、又はこれらの組み合わせである。
【００３０】
１つの非限定的な実施例において、コーティングはＮｉＣｒＡｌＹ合金とすること、及び基材はニッケル系超合金とすることができる。
【００３１】
コーティング１０８は、多面拡散セクション１００上に実質的に一定の厚さで施工することができる。他の実施例において、コーティング１０８の厚さは多面拡散セクション１００上で様々とすることができる。
【００３２】
コーティング１０８は、多面拡散セクション１００の小面１０２で定められる表面トポロジーに実質的に従うことができる。「実質的に」従うことで、コーティングは、例えば各小面１０２の間の移行部に丸みをつけることで、小面１０２によって定められた表面トポロジーから外れたコーティングトポロジーを定めることができるが、これはディフューザ形状の全体的な構成を不明瞭にはしない。さらに、コーティング１０８は、表面トポロジー上で実質的に一定の厚さを有することができ、又は表面トポロジー上で様々とすることができる。
【００３３】
小面１０２の配向は、コーティング接着に影響を与える可能性がある。図５に示すように、小面１０２は、不規則に配向することができ、拡散セクション１００に関して対称軸は存在しない。対称軸がない拡散セクション１００であっても、拡散セクション１００は、ディフューザ形状が対称であるか又はそうでない場合を含めて、全体として依然として小面化の前の全体的な形状を維持する。不規則な小面１０２は、基材表面の利用可能なコーティング表面積が増大することでコーティング接着力を高めることができる。このような小面化は、可能性のある欠陥伝播又はコーティング相関剥離を阻止する不連続性をもたらすことによって、コーティングの耐久性を向上させることができる。他の実施形態において、小面１０２は、所定のパターン又は配置に関して構造化することができる。
【００３４】
また、
小面１０２の形状は、コーティング付着性に影響を与える場合がある。前述のように、小面１０２は、平面、湾曲、又は平面及び湾曲の組み合わせとすることができる１つの別個の表面を含む。図６において、多面拡散セクション１００は、平面の小面１０２を含む。図７は、本発明の第３の実施形態による複数のアーチ形小面１１０を有する多面拡散セクション１００を備えたフイルム孔９０の拡大断面図である。図８は、本発明の第４の実施形態による平面小面１０２及びアーチ形小面１１０の組み合わせを有する多面拡散セクション１００を備えたフイルム孔９０の拡大断面図である。
【００３５】
図６の実施形態と同様に、図７及び８の各実施形態は、不規則に配向された小面１０２、１１０を有することができる。小面１０２、１１０の各々の平面図は、円形、多角形、又はこれらの組み合わせを含む種々の幾何学的形状とすることができる。平面小面１０２に関して、別個の表面１０４は、実質的に平らとすることができる。周縁部１１４で囲まれた別個の表面１１２によって定めることができるアーチ形小面１１０に関して、別個の表面は、凸状又は凹状といった湾曲とすることができる。小面１０２、１１０の各々に関して、周縁部１０６、１１４は、例えば鋭角によって鋭く形成すること、又は縁部において例えば変曲点で定められるより穏やかな移行部によって形成することができる。さらに、隣接する小面１０２、１１０は、これらの周縁部１０６、１１４の共通部分を共用することができる。
【００３６】
また、小面１０２、１１０の寸法は、コーティング付着性に影響を与える場合がある。小面１０２、１１０は、小面長さ（Ｌ）を有することができ、この長さは、小面表面１０４、１１２の残余部に対する配向に無関係に、小面１０２、１１０の周縁部１０６、１１４上の２つの点の間の最大直線距離である。小面１０２、１１０はさらに小面深さ（ｄ）を有することができ、この深さは、周縁部１０６、１１４と、小面表面１０４、１１２の最も低い点との間の最大直線距離である。平面小面１０２に関して、小面深さ（ｄ）はゼロである。高温面８４に対して凹状又は凸状の湾曲する小面１１０を有するアーチ形小面１１０に関して、小面深さ（ｄ）はゼロよりも大きくなる。
【００３７】
小面１０２、１１０が大きすぎると実際上は非小面化拡散セクションをもたらし、コーティングのための接着領域が増えないことが分かっている。しかしながら、小面１０２、１１０が小さすぎると、シャドウイングと呼ばれる自然作用でコーティングが各小面に跨がる場合があるので、コーティング内に望ましくない空隙が生じる可能性がある。これらの空隙において、コーティングは、基材に対して接着又は付着しない。１つの実施例において、コーティング付着性が改善された小面１０２、１１０は以下の通りとすることができる。
・ｄ≦Ｄ
（Ｄ）は、フイルム孔９０の調量セクション９８の有効直径である（図５参照）。
【００３８】
さらに、アーチ形小面１１０に関して、
・１／２  Ｄ≦Ｌ
さらに、平面小面１０２に関して、
・１／４  Ｄ≦Ｌ
詳細には、平面小面１０２に関して、
１／４  Ｄ≦Ｌ≦２Ｄ
図５−７に示す実施形態に関して、小面１０２、１１０の寸法は拡散セクション上で様々とすることができ、１つの小面１０２、１１０は、他の小面１０２、１１０よりも大きな又は小さな小面長さ（Ｌ）を有すること、及び／又は他の小面１０２、１１０よりも大きな又は小さな小面深さ（ｄ）を有することができることに留意されたい。
【００３９】
さらに、各平面小面１０２の間の角度は、跨がり（ｂｒｉｄｇｉｎｇ）現象に影響を与えることが分かっている。各平面小面１０２の間の相対角度が大きいと、実際上、コーティングが跨がることができる狭い空間がもたらされる。１つの実施例において、各平面小面１０２の間の相対角度は、４０度又はそれ以下とすることができ、詳細には、２０度又はそれ以下とすることができる。
【００４０】
実際には、加工レベルの粗さを有する、つまり完全に滑らかな仕上げではない可能性があることに留意されたい。基材８２の粗さは、加工特有のものであり、これは本明細書に記載の小面化の一部に含まれない。基材８２の固有の粗さは、上記の寸法よりも非常に小さい。
【００４１】
前記の実施形態のいずれかにおいて、本発明は、フイルム孔９０の入口９２又は通路９６の成形又は輪郭形成と組み合わせることができる。また、本発明は、出口９４が高温面８４上のスロットの内部に設けられるスロット式フイルム冷却に適用することができる。
【００４２】
図９は、本発明の第４の実施形態によるフイルム孔を備えたエンジン構成要素を製造する方法２００を示すフローチャートである。方法２００は、特に、前記の実施形態で説明したいずれかのフイルム孔を含むことができるガスタービンエンジン用エンジン構成要素を製造するために利用することができる。本方法を使用して製造することができるガスタービンエンジン用エンジン構成要素のいくつかの非限定的な実施例は、ブレード、ベーン、ノズル、燃焼器デフレクタ、燃焼器ライナ、シュラウド、タービン移行ダクト、又は排気ノズルを含む。
【００４３】
方法２００は、鋼、チタン等の高融点金属、若しくはニッケル、コバルト、又は鉄系の超合金を含む前述の基材材料のいずれかを含むことができる基材から始めることができる。基材は、それぞれ基材に対する冷却面及び高温面に相当する第１の面及び第２の面を含むことができる。
【００４４】
ステップ２０２において、基材を貫通してフイルム孔のための通路を機械加工する。通路の機械加工は、基材の第１の面上に通路用入口を形成しかつ基材の第２の面上に通路用出口を形成する。ステップ２０２の通路の機械加工のための適切な機械加工技術のいくつかの実施例は、限定されるものではないが、放電加工、レーザードリル加工、アブレシブ液体ジェットドリル加工、及び水誘導式レーザージェットドリル加工を含む。
【００４５】
ステップ２０４において、複数の小面を通路に機械加工してフイルム孔の多面拡散セクションを定める。機械加工された小面により、基材の第２の面上の表面付着面積は、小面が機械加工される前の第２の面に比べて増える。ステップ２０４において小面を機械加工するための適切な機械加工技術のいくつかの実施例は、限定されるものではないが、放電加工、レーザードリル加工、アブレシブ液体ジェットドリル加工、及び水誘導式レーザージェットドリル加工を含む。小面のための機械加工技術は、フイルム孔通路よりも高い制御度、正確度、及び／又は精度を必要とする場合があるので、低出力ミリングレーザー又は回転電極ミリング放電加工等の例示的な機械加工技術の特定のバージョンを小面に使用できることに留意されたい。
【００４６】
機械加工技術並びにフイルム孔及び小面の設計に応じて、ステップ２０２及び２０４は、１ステップの機械加工プロセス、同じ機械加工技術を使用した２ステップの機械加工プロセス、又は通路及び小面に異なる機械加工技術を使用した２ステップの機械加工プロセスで実行することができる。例えば、放電加工は、１ステップのプロセスで通路及び小面を形成するために使用することができるが、レーザードリル加工は、２ステップのプロセスで通路及び小面を形成するために使用することができる。
【００４７】
ステップ２０６において、通路に小面を機械加工した後に、フイルム孔の多面拡散セクションにコーティングを付着させる。コーティングは、層又は多層コーティング、及びボンドコート、酸化保護、熱障壁コーティング、又はこれらの組み合わせを含む前述のいずれかのコーティングを含むことができる。
【００４８】
ステップ２０６においてフイルム孔の多面拡散セクションをコーティングするための適切なコーティング技術のいくつかの実施例としては、限定されるものではないが、溶射、物理的蒸着、化学的蒸着、スラリーコーティング、スパッタリング、電子ビーム物理的蒸着、化学めっき、及び電気めっきを挙げることができる。溶射は、空気プラズマ溶射又は真空プラズマ溶射等のプラズマ溶射、高速酸素燃料溶射（ＨＶＯＦ）、又は高速空気燃料溶射（ＨＶＯＦ）、又は冷間溶射を含むことができる。
【００４９】
本方法は、随意的にコーティングを付着する前、及び通路及び小面の機械加工の後に、基材を脱脂するステップ２０８を含むことができる。脱脂ステップ２０８は、ステップ２０２及び２０４で用いる機械加工技術に依存し、例えば、放電加工は、コーティングに先だって除去が必須の電解質溶液の使用を必要とする。非限定的な実施例において、脱脂は、超音波タンク内でアルコールを用いて基材を洗浄することを含むことができる。
【００５０】
本方法は、さらに随意的にコーティングの前、及び通路及び小面の機械加工の後で、基材をグリットブラスティングするステップ２１０を含むことができる。グリットブラスティングは、基材表面から汚染物質を除去するために、加速された研磨粒子の流れを基材、特に小面を含む表面に向けることを含むことができる。
【００５１】
本方法は、さらに随意的に、コーティングの前、及び通路及び小面の機械加工の後で、基材を洗浄するステップ２１２を含むことができる。洗浄は、随意的なグリットブラスティングステップの後で行うことが好ましい。１つの非限定的な実施例において、基材の洗浄は、基材をアセトンで洗浄することを含むことができる。他の非限定的な実施例において、洗浄は、超音波タンク内で基材をアルコールで洗浄することを含むことができる。
【００５２】
本方法は、さらに随意的に、コーティングを付着する前に、フイルム孔の多面拡散セクションに対してコーティング下地層又はボンドコートを施工するステップ２１４を含むことができる。ボンドコートは、付着を助けるために、基材とステップ２０８で施工されたコーティングとの間に用いることができる。ステップ２０４の小面の機械加工は、ステップ２０６で施工されるコーティングに加えて、ボンドコートの付着を改善できることに留意されたい。
【００５３】
好ましい方法において、ボンドコートは、ステップ２１４において基材上にめっきされる。１つの実施例において、めっきボンドコートは、プラチナとすることができる。めっきは、ステップ２０６において、物理的蒸着等の分子蒸着プロセスによってセラミック又は低伝導率のコーティングが施工された場合に、より一般的に用いることができる。
【００５４】
ステップ２１４においてボンドコートを施工するための適切なコーティング技術の他の実施例は、限定されるものではないが、溶射、物理的蒸着、化学的蒸着、スラリーコーティングスパッタリング、電子ビーム物理的蒸着、化学めっき、及び電気めっきを含む。溶射は、空気プラズマ溶射又は真空プラズマ溶射等のプラズマ溶射、高速酸素燃料溶射（ＨＶＯＦ）、又は高速空気燃料溶射（ＨＶＯＦ）、又は冷間溶射を含むことができる。
【００５５】
本方法は、さらに随意的に、コーティングを付着する前、及び通路及び小面の機械加工の後で、基材を熱処理するステップ２１６を含むことができる。基材の熱処理は、所定時間だけ基材を加熱することを含むことができ、ステップ２１４でのコーティング下地層の施工後に行うことが好ましい。１つの非限定的な実施例において、基材は、真空中で２時間だけ華氏２０５０度で熱処理ことができる。
【００５６】
本方法は、さらに随意的に、コーティングの付着前又はその後に基材をエージングするステップ２１８を含む。基材のエージングは、ステップ２１６の熱処理と一緒に行うことが好ましいであろう。
【００５７】
グリットブラスティング及び洗浄ステップ２１０、２１２は、本方法において複数回行うことができることに留意されたい。例えば、グリットブラスティング及び洗浄は、ステップ２０８での脱脂の後、ステップ２１４でのコーティング下地層を施工した後、及びステップ２１６、２１８での熱処理及びエージングの後で行うことができる。
【００５８】
図１０は、本発明の第５の実施形態によるフイルム孔を備えたエンジン構成要素を補修する方法４００を示すフローチャートである。特に、方法４００は、既にフイルム孔を含むが、このフイルム孔が、多面拡散セクションを欠いているか又はコーティング付着性を改善するように構成されていない多面拡散セクションを有している、ガスタービンエンジン用エンジン構成要素を補修するために用いることができる。詳細には、本方法４００は、コーティングされた基材を有するエンジン構成要素を補修するために使用することができ、この場合、コーティングは、損傷するか、摩耗するか、割れるか、又は補修が必要な状態である。本方法を用いて補修することができるガスタービンエンジン用エンジン構成要素のいくつかの非限定的な実施例は、ブレード、ベーン、ノズル、燃焼器デフレクタ、燃焼器ライナ、シュラウド、タービン移行ダクト、又は排気ノズルを含む。
【００５９】
方法４００は、フイルム孔の拡散セクションから古いコーティングを剥ぎ取るステップ４０２から始まる。古いコーティングを剥ぎ取ることは、全てのコーティングを剥ぎ取ること、又は古いコーティングの選択部分又は層を剥ぎ取ることを含むことができる。例えば、コーティング１又はそれ以上の上層を剥ぎ取ることができるが、ボンドコート等の下層は、基材上に残すことができる。古いコーティングを剥ぎ取ることは、基材表面から汚染物質を除去するために、加速された研磨粒子の流れを基材に向けることによる、基材のグリットブラスティングを必要とする場合がある。剥ぎ取ることは拡散セクションに限定することができ、又は基材の大部分を剥ぎ取ることを含むことができる。
【００６０】
次に、ステップ４０４において、剥ぎ取られた拡散セクションを洗浄することができる。洗浄は拡散セクションに限定することができ、又は基材の大部分を洗浄することを含むことができる。非限定的な実施例において、剥ぎ取られた拡散セクションを洗浄することは、アセトン洗浄を含むことができる。他の非限定的な実施例において、洗浄は、基材を超音波タンク内でアルコールを用いて洗浄することを含むことができる。
【００６１】
ステップ４０４での洗浄の後で、ステップ４０６において、拡散セクションに複数の小面を機械加工することができる。機械加工された小面は、新しいコーティングの基材に対する表面付着を改善するように構成され、例えば、前記の実施形態に説明する多面拡散セクションのいずれかを含むことができる。１つの実施例において、機械加工された小面により、基材の第２の面上の表面付着面積を、小面が機械加工される前の第２の面に比べて増やすことができる。ステップ４０６において、小面を機械加工するための適切な機械加工技術のいくつかの実施例は、限定されるものではないが、放電加工、レーザードリル加工、アブレシブ液体ジェットドリル加工、及び水誘導式レーザージェットドリル加工を含む。詳細には、小面を機械加工するために、低出力ミリングレーザー又は回転電極ミリング放電加工を使用することができる。
【００６２】
ステップ４０６での機械加工の後で、ステップ４０８において新しいコーティングを拡散セクションに付着することができる。新しいコーティングは、単層及び複層コーティング、及びボンドコート、酸化保護、熱障壁コーティング、又はこれらの組み合わせを含む、前述のいずれかのコーティングを含むことができる。ステップ４０８においてフイルム孔の多面拡散セクションをコーティングするための適切なコーティング技術のいくつかの実施例は、限定されるものではないが、溶射、物理的蒸着、化学的蒸着、スラリーコーティング、スパッタリング、電子ビーム物理的蒸着、化学めっき、及び電気めっきを含む。溶射は、溶射は、空気プラズマ溶射又は真空プラズマ溶射等のプラズマ溶射、高速酸素燃料溶射（ＨＶＯＦ）、又は高速空気燃料溶射（ＨＶＯＦ）、又は冷間溶射を含むことができる。コーティングは、拡散セクションの小面に限定すること、又は基材の大部分に施工することができる。
【００６３】
本明細書に記載の本発明に関する装置及び方法の種々の実施形態は、エンジン構造体、特にフイルム孔を有するタービン構成要素の改善された冷却を可能にする。記載されたシステムのいくつかの実施形態の実施に際して実現できる１つの利点は、フイルム孔上のコーティングの付着性がフイルム孔の多面拡散セクションによって改善される点である。コーティングの下層の基材の小面化によりコーティングの付着接着面積が増えるので、コーティングの耐久性が向上する。
【００６４】
記載されたシステムのいくつかの実施形態の実施に際して実現できる他の利点は、基材をコーティングの施工前に小面化できる点にあり、これによりコーティングが損傷を受ける可能性が最小になる。
【００６５】
本明細書は、開示される主題の実施例を用いて、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること及びあらゆる包含の方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本開示の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００６６】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  ファン
２２  圧縮機セクション
２４  ＬＰＣ
２６  ＨＰＣ
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３０ａ  デフレクタ
３０ｂ  燃焼器ライナ
３２  タービンセクション
３４  ＨＰＴ
３６  ＬＰＴ
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファンブレード
４４  コア
４６  コアケーシング
４８  ＨＰスプール
５０  ＬＰスプール
５２  ＬＰＣ段
５４  ＨＰＣ段
５６  ＬＰＣブレード
５８  ＨＰＣブレード
６０  ＬＰＣベーン
６２  ＨＰＣベーン
６４  ＨＰＴ段
６６  ＬＰＴ段
６８  ＨＰＴブレード
７０  ＬＰＴブレード
７２  ＨＰＴベーン
７４  ＬＰＴベーン
７６  デフレクタ
７７  ライナ
７８  シュラウド組立体
８０  エンジン構成要素
８２  基材
８４  高温面
８６  冷却面
９０  フイルム孔
９２  入口
９４  出口
９６  通路
９８  調量セクション
１００  拡散セクション
１０２  平面小面
１０４  表面
１０６  周縁部
１０８  コーティング
１１０  アーチ形小面
１１２  表面
１１４  周縁部
２００  方法
３００  方法
４００  方法
Ｈ  高温燃焼ガス流
Ｃ  冷却流体流
Ｄ  調量径
Ｌ  小面長さ
ｄ  小面深さ
Ａ  相対角度
【図１】
2016148322.tif 000003
【図２】
2016148322.tif 000004
【図３】
2016148322.tif 000005
【図４】
2016148322.tif 000006
【図５】
2016148322.tif 000007
【図６】
2016148322.tif 000008
【図７】
2016148322.tif 000009
【図８】
2016148322.tif 000010
【図９】
2016148322.tif 000011
【図１０】
2016148322.tif 000012
【外国語明細書】
2016148322000001.pdf