(57)【要約】【課題】高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジン用エンジン部品を提供する。【解決手段】エンジン部品は、高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジン（１０）に設けられる。エンジン部品は、ＣＭＣ材料から構成され、高温燃焼ガス流に面する高温表面（８４）と、冷却流体流に面する冷却表面（８６）とを有する基材（８２）を含むことができる。基材（８２）は、一般に、基材（８２）を貫通し、冷却表面（８６）に設けられた入口（９２）と、高温表面（８４）に設けられた出口（９４）と、入口（９２）と出口（９４）を連通する通路（９６）とを有するフィルム孔（９０）を画成する。エンジン部品はまた、高温表面（８４）の少なくとも一部及び通路（９６）内に画成された内側表面の少なくとも一部にコーティングを有することができる。【選択図】図１
2017101673.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジン（１０）用エンジン部品（８０）であって、
ＣＭＣ材料からなり、高温燃焼ガス流に面する高温表面（８４）と、冷却流体流に面する冷却表面（８６）とを有する基材（８２）であって、基材（８２）を貫通し、冷却表面（８６）に設けられた入口（９２）と、高温表面（８４）に設けられた出口（９４）と、入口（９２）と出口（９４）を連通する通路（９６）とを有するフィルム孔（９０）を画成する基材（８２）と、
高温表面（８４）の少なくとも一部及び通路（９６）内に画成された内側表面（９５，９７）の少なくとも一部に設けられたコーティング（１１０）と
を備えるエンジン部品（８０）。
【請求項２】
ＣＭＣ材料が第１の熱伝導率を有し、コーティング（１１０）が第２の熱伝導率を有し、第１の熱伝導率が第２の熱伝導率より１０倍以上大きい、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項３】
コーティング（１１０）が、高温表面（８４）の少なくとも一部、通路（９６）内に画成された内側表面（９５，９７）の少なくとも一部及び冷却表面（８６）の少なくとも一部に設けられている、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項４】
コーティング（１１０）が、高温表面（８４）に画成された出口（９４）の周りで高温表面（８４）の外周を取り囲む、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項５】
コーティング（１１０）が、基材（８２）の高温表面（８４）全体に延在する、請求項４に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項６】
コーティング（１１０）が、高温燃焼ガス流に垂直な方向にコーティング（１１０）の外面（８５）から基材（８２）の高温表面（８４）に向かって規定される厚さを有し、厚さが約１０００μｍ以下である、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項７】
コーティング（１１０）が、出口（９４）の下流縁部（１０４）の周囲の５０％以上に延在する、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項８】
コーティング（１１０）が、上流内側表面（９５）の少なくとも一部及び下流内側表面（９７）の少なくとも一部を覆う、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項９】
コーティング（１１０）が、上流内側表面（９５）上で出口（９４）から入口（９２）までの深さの５０％以上にあり、コーティング（１１０）が、下流内側表面（９７）上で出口（９４）から入口（９２）までの深さの５０％以上にあり、コーティング（１１０）が、ＣＭＣ基材（８２）よりも低い熱伝導率を有し、さらに、コーティング（１１０）が、基材（８２）の高温表面（８４）を形成する遮熱コーティングを覆う、請求項８に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項１０】
圧縮機（２４）と、
燃焼器（２６）と、
タービン（２８，３２）と、
請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載のエンジン部品（８０）と
を備えるガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、セラミックマトリックスタービンエンジン部品に関し、より具体的には、小さくて複雑な特徴部を有するセラミックマトリックス複合材ガスタービンエンジン部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの効率及び性能を向上させて、推力対重量比の向上、排出量の削減及び特定の燃料消費率の改善を達成するために、エンジンタービンの作動温度を高めることが課題とされている。高温化は、エンジンの高温セクション、特にエンジンのタービンセクションの部品の材料の限界に達して、それを超える。既存の材料は作動温度の高温化に耐えることができないので、高温環境で使用するための新素材を開発することが必要とされている。
【０００３】
エンジン作動温度の上昇に伴って、燃焼器及びタービン翼形部を備える耐熱合金の新たな冷却方法が開発されている。例えば、高温燃焼ガスの流れる部品の表面にセラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）を塗工して、伝熱率を下げ、基材金属を熱から保護し、部品が高温に耐えられるようにする。こうした改良は、部品のピーク温度及び温度勾配を下げるのに役立つ。フィルム冷却によって耐熱性又は熱保護性を改良するため、冷却孔も導入されている。併せて、耐熱合金の代替材料としてセラミックマトリックス複合材も開発されている。セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）は金属よりも温度及び密度の点で優れていることが多いため、作動温度の高温化及び／又は軽量化が望まれる際に最適な材料となる。
【０００４】
ＣＭＣは、比較的低い熱伝導率を有し、長期間の高温環境での使用に適している。高温ガス中でのＣＭＣ部品は、フィルムは十分に冷却されるが、とりわけ後縁が冷却されない設計である。しかし、フィルム冷却性能を改良すると、必要な冷却フィルムの流れを低減及び／又はＣＭＣ部品の耐久性を向上させることができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８２５７８０９号
【発明の概要】
【０００６】
本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、或いはその説明から明らかになり、或いは本発明の実施により学ぶことができる。
【０００７】
エンジン部品は、一般に、高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジンに設けられる。一実施形態では、エンジン部品は、ＣＭＣ材料から構成され、高温燃焼ガス流に面する高温表面と、冷却流体流に面する冷却表面とを有する基材を含む。基材は、一般に、基材を貫通し、冷却表面に設けられた入口と、高温表面に設けられた出口と、入口と出口を連通する通路とを有するフィルム孔を画成する。エンジン部品はまた、高温表面の少なくとも一部及び通路内に画成された内側表面の少なくとも一部にコーティングを有する。
【０００８】
本発明のこれら及び他の特徴、態様及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照することによってよりよく理解されるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであるが、本発明の実施形態を例示し、また説明とともに本発明の原理を説明する働きをする。
【０００９】
当業者を対象とした、その最良の形態を含む本発明の完全で実施可能な程度の開示が本明細書に記載されており、本明細書は添付の図を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の主題の態様による、航空機内で利用することができるガスタービンエンジンの一実施形態の断面図である。
【図２】図１のエンジンの例示的な燃焼器及び高圧タービンの側断面図である。
【図３】一実施形態による、図１のエンジンの例示的なエンジン部品のフィルム孔を通る概略断面図である。
【図４】一実施形態による、図１のエンジンの別の例示的なエンジン部品のフィルム孔を通る概略断面図である。
【図５】一実施形態による、例示的なエンジン構成部の複数のフィルム孔の上面図である。
【図６】一実施形態による、別の例示的なエンジン構成部の複数のフィルム孔の上面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
本明細書及び図面における参照符号の反復使用は、本発明の同じ又は類似の特徴又は要素を表すことを意図している。
【００１２】
以下、本発明の実施形態についての参照が詳細に行われるが、その１つ以上の実施例が図面に示されている。各実施例は、本発明の限定ではなくて本発明の説明として示している。実際には、本発明の範囲及び精神から逸脱せずに、本発明において種々の修正及び変更を加えることができることは、当業者には明らかであろう。例えば、一実施形態の一部として例示し又は説明した特徴は、別の実施形態で使用してさらに別の実施形態を生成することができる。したがって、本発明は、そのような修正及び変更を添付の特許請求の範囲及びその均等物の範囲内に属するものとして保護することを意図している。
【００１３】
本明細書で使用する場合、用語「第１の」、「第２の」及び「第３の」は、ある部品を他の部品から区別するために交換可能に使用することができ、個々の部品の位置又は重要性を意味することは意図されていない。
【００１４】
用語「上流」及び「下流」は、流路内の流体の流れに対して相対的な方向を意味している。例えば、「上流」は流体が流れる元である方向を意味し、「下流」は流体が流れる先である方向を意味する。
【００１５】
本明細書で使用する場合、語句「ＣＭＣで構成される」及び「ＣＭＣからなる」は、部品が実質的にＣＭＣで構成されることを意味するものとする。より具体的には、ＣＭＣ部品は、ＣＭＣ材料の単なる層又はコーティングよりも多いＣＭＣ材料を含むものとする。例えば、ＣＭＣで構成される部品は、ＣＭＣ材料から実質的に又は完全になっているか又は構成されていてもよく、約５０、６０、７０、８０、９０パーセントを超えるか、又は１００パーセントのＣＭＣ材料である。
【００１６】
次に図面を参照すると、図１は、本発明の主題の態様による、航空機内で利用することができるガスタービンエンジン１０の一実施形態の断面図を示しており、参照のためにエンジン１０を通って延在する長手方向又は軸方向の中心軸線１２を有するエンジン１０が示されている。一般に、エンジン１０は、コアガスタービンエンジン（全体を参照番号１４で示す）と、その上流に配置されたファンセクション１６とを含むことができる。コアエンジン１４は、一般に、環状入口２０を画成する実質的に管状の外側ケーシング１８を含むことができる。加えて、外側ケーシング１８はさらに、コアエンジン１４に流入する空気の圧力を第１の圧力レベルに増大させるブースタ圧縮機２２を囲むとともに支持することができる。高圧多段軸流圧縮機２４が次に、ブースタ圧縮機２２から圧縮空気を受け、かかる空気の圧力をさらに増大させることができる。高圧圧縮機２４から流出する圧縮空気は次に、燃料が圧縮空気流に噴射される燃焼器２６に流れることができ、結果として生じる混合物が燃焼器２６内で燃焼される。高エネルギーの燃焼生成物は、エンジン１０の高温ガス経路に沿って燃焼器２６から第１の（高圧、ＨＰ）駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を駆動するために第１の（高圧、ＨＰ）タービン２８に導かれ、そして、第１の駆動シャフト３０とほぼ同軸である第２の（低圧、ＬＰ）駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファンセクション１６を駆動するために第２の（低圧、ＬＰ）タービン３２に導かれる。タービン２８及び３２の各々を駆動した後に、燃焼生成物は、排気ノズル３６を介してコアエンジン１４から排出され、推進ジェット推力をもたらす。
【００１７】
各タービン２８，３２は、一般に、１つ以上のタービン段を含むことができ、各段は、タービンノズルと、下流のタービンロータとを含むことを理解されたい。以下に説明するように、タービンノズルは、タービンロータの一部を形成するロータブレードの対応する環状アレイに向けて、タービン段を介して燃焼生成物の流れを旋回させる又は導くためにエンジン１０の中心軸線１２の周囲に環状アレイで配置された複数のベーンを含むことができる。一般に理解されているように、ロータブレードは、タービンロータのロータディスクに結合され得、それは次にタービンの駆動シャフト（例えば、駆動シャフト３０又は３４）に回転可能に結合される。
【００１８】
加えて、図１に示すように、エンジン１０のファンセクション１６は、一般に、環状ファンケーシング４０に囲まれるように構成される回転可能な軸流ファンロータ３８を含むことができる。特定の実施形態では、（ＬＰ）駆動シャフト３４は、ダイレクトドライブ構成などでファンロータ３８に直接接続することができる。別の構成では、（ＬＰ）駆動シャフト３４は、インダイレクトドライブ又はギヤードドライブ構成の減速ギヤボックスなどの減速装置３７を介してファンロータ３８に接続することができる。要望又は必要に応じて、このような減速装置を、エンジン１０内の任意の適切なシャフト／スプールの間に含むことができる。
【００１９】
ファンケーシング４０は、複数の実質的に径方向に延在する周方向に間隔を置いて配置された出口ガイドベーン４２によってコアエンジン１４に対して支持されるように構成することができることを当業者は理解されたい。このようにして、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８及びその対応するファンロータブレード４４を囲むことができる。そのうえ、ファンケーシング４０の下流セクション４６は、コアエンジン１４の外側部分上に延在して、付加的な推進ジェット推力をもたらす二次的又はバイパス気流導管４８を画成することができる。
【００２０】
エンジン１０の作動中、初期空気流（矢印５０で示す）が、ファンケーシング４０の関連する入口５２を通ってエンジン１０に流入することができることを理解されたい。空気流５０は、次にファンブレード４４を通過し、導管４８を通って移動する第１の圧縮空気流（矢印５４で示す）及びブースタ圧縮機２２に流入する第２の圧縮空気流（矢印５６で示す）に分離する。第２の圧縮空気流５６の圧力はその後増大し、高圧圧縮機２４に流入する（矢印５８で示すように）。燃焼器２６内で燃料と混合されかつ燃焼された後に、燃焼生成物６０は、燃焼器２６から流出し、第１のタービン２８を通って流れる。燃焼生成物６０は次に、第２のタービン３２を通って流れ、排気ノズル３６から流出してエンジン１０の推力をもたらす。
【００２１】
図２は、図１のエンジン１０の燃焼器２６及び第１のタービン２８（すなわち、高圧（ＨＰ）タービン）の側断面図である。燃焼器２６は、デフレクタ７６と、燃焼器ライナ７７とを含む。径方向に間隔を置いて配置された静止タービンベーン７２のセットは、タービン２８のタービンブレード６８に軸方向に隣接しており、隣接するベーン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２８によって最大エネルギーを抽出できる。冷却流体流Ｃは、高温燃焼ガス流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。シュラウドアセンブリ７８は、回転ブレード６８に隣接して、タービン２８の流れ損失を最小化する。また、同様のシュラウドアセンブリは、ＬＰタービン３２、ＬＰ圧縮機２２、又はＨＰ圧縮機２４に関連することができる。
【００２２】
エンジン１０の１つ以上のエンジン部品は、本明細書にさらに開示する実施形態のフィルム孔を設けることができるフィルム冷却基材を含む。フィルム冷却基材を有するエンジン部品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、ベーン又はノズル７２、燃焼器デフレクタ７６、燃焼器ライナ７７、又はシュラウドアセンブリ７８を含むことができる。フィ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。
【００２３】
図３及び図４は、内部に画成された１以上のフィルム孔９０を画成しているＣＭＣ基材８２から形成された例示的なエンジン部品８０のそれぞれの一部を示す概略断面図である。エンジン部品８０は、図１のエンジン１０のエンジン部品とすることができ、矢印Ｈで示される高温ガスの流れの中に配置することができる。矢印Ｃで示される冷却流体流は、エンジン部品を冷却するために供給することができる。図１〜２に関して上記で説明したように、タービンエンジン関連において、冷却空気ははじめに、エンジンコア１４をバイパスする圧縮空気流５４、ＬＰ圧縮機２２からの流体、又はＨＰ圧縮機２４からの流体とすることができる。
【００２４】
エンジン部品８０は、高温燃焼ガス流Ｈに面する高温表面８４と、冷却流体Ｃに面する冷却表面８６とを有する基材８２を含む。基材８２は、エンジン部品８０の壁を形成することができ、壁は、エンジン部品８０の外壁又は内壁とすることができる。エンジン内の部品の位置又はタイプによらず、基材８２の高温表面８４は、エンジン内の高温ガスに晒される。第１のエンジン部品８０は、冷却表面８６を備える１以上の内部空洞又は流路８８を画成することができる。高温表面８４は、エンジン部品８０の外側表面とすることができる。ガスタービンエンジンの場合において、高温表面８４は、１０００℃から２０００℃の範囲の温度を有するガスに晒される可能性がある。基材８２の好適な材料は、限定ではないが、鋼鉄、チタンのような高融点金属、或いは、ニッケル、コバルト、又は鉄ベースの超合金、並びにセラミックマトリックス複合材を含む。超合金は、等軸、一方向凝固及び単結晶構造のものを含むことができる。
【００２５】
ある特定の実施形態では、基材８２は、高温性能を有する非金属材料であるセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から構成される。このような基材８２に利用される例示的なＣＭＣ材料は、炭化ケイ素、ケイ素、シリカ、又はアルミナのマトリックス材料及びこれらの組合せを含むことができる。セラミック繊維（サファイア及び炭化ケイ素のようなモノフィラメントを含む酸化安定強化繊維（例えば、ＴｅｘｔｒｏｎのＳＣＳ−６）並びに炭化ケイ素を含むロービング及びヤーン（例えば、日本カーボンのＮＩＣＡＬＯＮ（登録商標）、宇部興産のＴＹＲＡＮＮＯ（登録商標）及びＤｏｗ  ＣｏｒｎｉｎｇのＳＹＬＲＡＭＩＣ（登録商標））、ケイ酸アルミナ（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及び４８０）及び短いウィスカ及び短繊維（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及びＳＡＦＦＩＬ（登録商標））及び随意にセラミック粒子（例えば、Ｓｉ、Ａｌ、Ｚｒ、Ｙ及びこれらの組合せの酸化物）及び無機充填材（例えば、パイロフィライト、ウォラストナイト、マイカ、タルク、カイヤナイト及びモンモリロナイト）など）は、マトリックス内に埋め込まれる。一実施形態では、ＣＭＣ材料は、その厚さが複数の層（例えば、約４〜約１０層）から形成される。
【００２６】
ＣＭＣ材料は、約２５μｍ〜約４７５μｍ、最も一般的には約１２５〜約４００インチの厚さを有する材料のプライに形成される。プライの厚さは通常、使用のために選択された繊維トウ（フィラメント束）のサイズによって決定され、プライの厚さは繊維径によって変えることができる。本明細書で考慮される用途のほとんどにおいて、プライは、二次元編物として形成されるが、一次元繊維配向を使用することもできる。しかし、複合材産業で使用されるプライを製造する方法、プライを積層して部品を形成する方法及び他の部品の製造技術は、本発明を限定するものではない。プライは、積層されて形成される物品の形状を形成し、隣接するプライの角度は必要な平面強度に応じて変えることができる。これらのＣＭＣ材料を使用して作製することができる部品は、限定ではないが、タービンブレード、タービンベーン、タービンシュラウド、並びに燃焼器ライナ、ケーシング、熱シールド及びディフューザを含む。これらの高温セクション部品はすべて、冷却空気の使用からの恩恵を受け、エンジン作動中に十分な冷却をもたらして熱伝達を果たし、それによりそれらの使用範囲を広げる。
【００２７】
エンジン部品８０はさらに、基材８２によって画成され、基材８２を通って延在する１つ以上のフィルム孔（単数又は複数）９０を含み、これはエンジン部品８０の内部空洞８８と高温表面８４との間の流体連通を提供する。フィルム孔９０は、基材８２の冷却表面８６に設けられた入口９２と、高温表面８４に設けられた出口９４と、入口９２と出口９４を連通する通路９６とを有する。通路９６は、一般に、通路９６内で上流内側表面９５と下流内側表面９７との間に画成される。図３には１つしかフィルム孔９０を示していないが、エンジン部品８０は、エンジン部品８０の任意の所望の構成（図５及び図６に示すような）で配置される複数のフィルム孔９０を設けることができることを理解されたい。
【００２８】
本明細書で説明される実施形態のいずれかにおいて、基材８２は全体的に平面状のものとして示されているが、基材８２は多数のエンジン部品８０に対して湾曲していてもよいことが理解されることを留意されたい。しかし、基材８２の曲率は、フィルム孔９０のサイズと比較してわずかであってもよく、説明及び例示の目的のために、基材８２は平面状のものとして示されている。基材８２がフィルム孔９０に局所的に平面状であるか湾曲しているかに関係なく、高温表面８４及び冷却表面８６は、本明細書に示すように互いに平行であってもよいし、非平行な平面で位置してもよい。
【００２９】
作動中、冷却流体流Ｃは内部空洞８８に供給され、フィルム孔９０の通路９６を通って入口９２内へと向かい、出口９４から出て高温表面８４上に冷却流体の薄い層又はフィルム（例えば、圧縮機から吸入される空気）を形成し、表面を高温燃焼ガス流Ｈから保護する。しかし、フィルム孔９０は上流内側表面９５及び下流内側表面９７上に比較的高い熱伝達率を有し、強力なヒートシンクとしてフィルム孔９０を作用させることができる。しかし、ＣＭＣ材料は、金属よりもはるかに低い熱伝導率（例えば、約半分）を有しているので、フィルム孔９０及びその中の流れは実質的にＣＭＣ内で生成された温度勾配を局所的に増大させ、ＣＭＣ基材８２内に熱応力を発生させる。
【００３０】
図３及び図４は、上流内側表面９５及び下流内側表面９７の少なくとも一部の低導電性コーティング１１０を示している。ある実施形態では、低導電性コーティング１１０は、遮熱コーティング（ＴＢＣ）又は環境障壁コーティング（ＥＢＣ）とすることができる。例えば、低導電性コーティング１１０は、複数の層を含むことができる。例えば、ＥＢＣは、ボンドコート（例えば、ケイ素又はシリカを含む）、１つ以上の希土類ケイ酸塩（例えば、ムライト層、ムライト−アルカリ土類アルミノケイ酸塩混合物層、イットリウム一ケイ酸塩（ＹＭＳ）層、イッテルビウムドープイットリウム二ケイ酸塩（ＹｂＹＤＳ）層、バリウムストロンチウムアルミノケイ酸塩（ＢＳＡＳ）層などの１つ以上）から形成された１つ以上の層などを含むことができる。低導電性コーティング１１０は、基材８２の高温表面８４上とすることができる任意の他のコーティング（例えば、ＥＢＣ及び／又はＴＢＣ）を覆う。
【００３１】
基材１００内の熱応力の発生を抑制するように低導電性コーティング１１０は、ＣＭＣ基材１００の熱伝導率より少なくとも約１０倍低い熱伝導率を有することができる。すなわち、ＣＭＣ基材の熱伝導率は、コーティング１１０の熱伝導率より１０倍（以上）大きい。例えば、低導電性コーティング１１０は、ＣＭＣ基材１００の熱伝導率より少なくとも約５０倍低い熱伝導率を有することができる。すなわち、ＣＭＣ基材の熱伝導率は、コーティング１１０の熱伝導率の５０倍（以上）である。したがって、コーティング１１０は、特にフィルム孔及びその周辺において、下にあるＣＭＣ基材１００が内部に著しい局所的な温度勾配を形成することを防ぐことができる。
【００３２】
図３及び図４に示すように、低導電性コーティング１１０は、基材８２の高温表面８４の少なくとも一部、通路内に画成された内側表面９５，９７の少なくとも一部（例えば、上流内側表面９５の少なくとも一部及び／又は下流内側表面９７の少なくとも一部）及び／又は基材８２の冷却表面８６の少なくとも一部に配置される。基材８２の高温表面８４の一部、通路内の内側表面９５，９７の全体、冷却表面８６の一部に示されているが、低導電性コーティング１１０は、それぞれの表面８４，８６，９５，９７の各々に任意に適用することができる（完全に又は部分的に）。例えば、低導電性コーティング１１０は、出口９４から入口９２へと上流内側表面９５及び／又は下流内側表面９７上に延在することができる。ある特定の実施形態では、コーティング１１０は、通路内に画成された表面のすべてを完全に覆う。
【００３３】
低導電性コーティング１１０は、一実施形態では、図６に示すように出口９４の上流縁部１０２の周囲の５０％以上に（例えば、出口の上流縁部の周囲の７５％以上に）延在する。同様に、低導電性コーティング１１０は、一実施形態では、出口９４の下流縁部１０４の周囲の５０％以上に（例えば、出口の下流縁部の周囲の７５％以上に）延在することができる。例えば、低導電性コーティング１１０は、図５に示すように高温表面８４に画成された出口９４の外周を取り囲む。同様に、低導電性コーティング１１０は、冷却表面８６に画成された入口９２の周りの外周を取り囲む。
【００３４】
ある実施形態では、コーティング１１０は、高温表面８４全体に延在する遮熱コーティング（ＴＢＣ）、環境障壁コーティング、接着コンプライアンスコーティングなどの一部又はすべての層の延長部することができる。しかし、他の実施形態では、低導電性コーティング１１０は、フィルム孔から部分的にのみ延在することができる。例えば、低導電性コーティング１１０は、高温燃焼ガス流Ｈの方向に上流内側表面１０２から下流内側表面１０４へ測定された出口径の約０．５倍〜約１０倍（例えば、約０．５倍〜約５倍）であるそれぞれのフィルム孔縁部（例えば、上流縁部１０２及び／又は下流縁部１０４）から離れて延在する平均長さを有することができる。図３及び図４の例示的な実施形態に示すように、低導電性コーティング１１０の外側端部１１３，１１５（それぞれのフィルム孔縁部から離れている）は、フィルム孔９０上の気流の影響を減らすように高温表面８４にテーパ状である。しかし、他の実施形態では、外側端部１１３，１１５は、外側表面８４に対して異なる配向、例えば高温表面８４に垂直、曲線状、階段状などの配向を有してもよい。
【００３５】
同様に、コーティング１１０は、冷却表面８６全体に延在することができるか、又はフィルム孔９０の入口９２から部分的にのみ延在することができる。例えば、低導電性コーティング１１０は、高温燃焼ガス流Ｈの方向に上流内側表面から下流内側表面へ測定された入口径の約０．５倍〜約１０倍（例えば、約０．５倍〜約５倍）である入口９２のそれぞれのフィルム孔縁部（例えば、上流縁部及び／又は下流縁部）から離れて延在する平均長さを有することができる。図３及び図４の例示的な実施形態に示すように、外側端部は、冷却表面８６にテーパ状であってもよいし、又は冷却表面８６に対して異なる配向、例えば冷却表面８６に垂直、曲線状、階段状などの配向を有してもよい。
【００３６】
低導電性コーティング１１０は、特定の実施形態では、基材８２のそれぞれの表面に約１０μｍ〜約１５００μｍの厚さを有しているが、コーティングの位置に応じて厚さが異なってもよい。例えば、低導電性コーティング１１０は、一実施形態では、高温燃焼ガス流Ｈに垂直な方向に低導電性コーティング１１０の外面１０６から基材８２の高温表面８４へ画成される高温表面８４の厚さｈを有する。一実施形態では、厚さｈは、約１５００μｍ以下、好ましくは約２５μｍ〜約５００μｍである。フィルム孔９０内の内側表面９５，９７それぞれの厚さｈ’，ｈ’’は、ほとんどの実施形態では、約１０μｍ〜約１３０μｍである。その場合に、ある特定の実施形態では、高温表面８４の低導電性コーティング１１０の厚さｈは、内側表面９５，９７の厚さｈ’，ｈ’’よりも大きい。
【００３７】
フィルム孔９０は、所望の任意の形状を有することができ、例えばテーパ状の断面（例えば、拡大又は縮小している）とすることができる。さらに、フィルム孔９０は、計量セクション（冷却流体流Ｃの質量流量の計量用）、拡散セクション（冷却流体Ｃが増すことでより大きい冷却フィルムを形成することができる）及び／又は他の特徴部などの任意の特徴部を内部に含むことができる。
【００３８】
本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイス又はシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到す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、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を含む場合、又は特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
【符号の説明】
【００３９】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心軸線
１４  コアガスタービンエンジン、エンジンコア
１６  ファンセクション
１８  外側ケーシング
２０  環状入口
２２  ブースタ圧縮機、ＬＰ圧縮機
２４  高圧多段軸流圧縮機、ＨＰ圧縮機
２６  燃焼器
２８  高圧タービン、第１のタービン
３０  高圧駆動シャフト、第１の駆動シャフト
３２  低圧タービン、第２のタービン
３４  低圧駆動シャフト
３６  排気ノズル
３７  減速装置
３８  軸流ファンロータ
４０  環状ファンケーシング
４２  出口ガイドベーン
４４  ファンロータブレード
４６  下流セクション
４８  二次的気流導管、バイパス気流導管
５０  初期空気流
５２  入口
５４  第１の圧縮空気流
５６  第２の圧縮空気流
５８  矢印
６０  燃焼生成物
６８  タービンブレード、回転ブレード
７２  静止タービンベーン、ノズル
７６  燃焼器デフレクタ
７７  燃焼器ライナ
７８  シュラウドアセンブリ
８０  第１のエンジン部品
８２  ＣＭＣ基材
８４  高温表面、外側表面
８５  局所的な外面接線
８６  冷却表面
８８  内部空洞、流路
９０  フィルム孔
９２  入口
９４  出口
９５  上流内側表面
９６  通路
９７  下流内側表面
１０２  （基材の）上流縁部
１０４  （基材の）下流縁部
１０６  外面
１１０  環境障壁コーティング
１１２  上流内側表面
１１３  外側端部
１１４  下流内側表面
１１５  外側端部
【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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【外国語明細書】
2017101673000001.pdf