(57)【要約】【課題】高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）を生成するガスタービンエンジン（１０）のためのエンジン部品（８０）が提供される。【解決手段】エンジン部品（８０）は、ＣＭＣ材料から作られ、高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）に面する高温表面（８４）と、冷却用流体の流れ（Ｃ）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、基材（８２）を貫いて延在し、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（８６）と出口（９４）とを接続する通路（９６）とを有するフィルム孔（９０）を画成している。エンジン部品（８０）は、高温表面（８４）において出口（９４）の上流に設けられた流れ調整構造（１１２）をさらに含む。流れ調整構造（１１２）は、高温表面（８４）から延在するリッジを含むことができる。【選択図】図１
2017067071.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）を生成するガスタービンエンジン（１０）のためのエンジン部品（８０）であって、
ＣＭＣ材料から構成され、高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）に面する高温表面（８４）及び冷却用流体の流れ（Ｃ）に面する冷却表面（８６）を有する基材（８２）であって、高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）が、高温表面（８４）に対して上流方向（１０８）及び下流方向（１１０）を概ね画成しており、基材（８２）は、基材（８２）を貫いて延在し、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）とを接続する通路（９６）とを有しているフィルム孔（９０）を画成している基材（８２）と、
高温表面（８４）上で出口（９４）の上流に設けられ、高温表面（８４）の接線（８５）よりも上へと延在しているリッジ（１１２）を備えている流れ調整構造（１１２）と
を備えるエンジン部品（８０）。
【請求項２】
リッジ（１１２）は、出口（９４）の上流縁（１０４）の５０％に延在している、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項３】
リッジは、緩衝領域（１１４）によって出口（９４）から離されており、緩衝領域（１１４）は、リッジの下流へと延在しており、高温表面（８４）の接線（８５）よりも下方に引っ込められた水平突出部（１１５）を備え、水平突出部（１１５）は、水平突出部深さ（ｄ）において水平突出部（１１５）から延在する水平突出部深さの接線（１１７）を画成している、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項４】
リッジは、高温表面（８４）の接線（８５）に沿って上流縁（１１６）から下流縁（１１８）まで画成される長さ（Ｌ3）を有し、長さ（Ｌ3）は、水平突出部深さ（ｄ）の約０．５〜約２倍であり、水平突出部（１１５）は、水平突出部深さ（ｄ）の最大で約３倍の長さ（Ｌ1）を画成している、請求項３に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項５】
リッジは、リッジのピークから高温表面の接線（８５）まで画成される高さ（ｈ）を有し、高さ（ｈ）は、０よりも大きく、水平突出部深さ（ｄ）までである、請求項３に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項６】
フィルム孔（９０）は、通路（９６）を通る冷却用流体の流れ（Ｃ）の方向に直交する最小の断面積を画成している調量部（９８）を備える、請求項３に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項７】
フィルム孔（９０）は、通路（９６）を通る冷却用流体の流れ（Ｃ）の方向に関して調量部（９８）の下流の拡散部（１００）をさらに備え、拡散部（１００）は、冷却用流体が高温表面（８４）においてより広い冷却フィルムを形成するように横方向に広がっている、請求項６に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項８】
拡散部（１００）は、棚状部（１０１）を含み、棚状部（１０１）は、水平突出部深さ（ｄ）の最大５倍の長さ（Ｌ2）を有し、棚状部（１０１）は、冷却用流体が高温の流体との相互作用に先立って横方向に広がるための浅い領域を提供する、請求項７に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項９】
出口（９４）が、高温表面（８４）の下流縁（１０６）の融合領域を画成し、下流縁（１０６）は、下流縁（１０６）における棚状部（１０１）の中心線（９９）の各側に、中心線（９９）に対する横拡散角度（β）によって画成される幅を有し、横拡散角度（β）は、０°超約１５°以下である、請求項８に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項１０】
フィルム孔（９０）の通路（９６）は、上流側の内面（９５）と下流側の内面（９７）との間の断面積を画成し、上流側の内面（９５）は、通路（９６）を通る中心線（１０２）に実質的に平行であり、下流側の内面（９７）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）に対する拡散角度（φ）を有し、拡散角度（φ）は、０°〜約１５°である、請求項１７に記載のエンジン部品（８０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広くには、セラミックマトリックスによるタービンエンジン部品に関し、より詳しくは、小さな複合造作を有しているセラミックマトリックス複合材料によるガスタービンエンジン部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
推力対重量比を向上させ、排出物を少なくし、燃料消費率を改善すべく、ガスタービンエンジンの効率及び性能を高めるために、エンジンのタービンは、より高い温度で動作することを強いられる。このより高い温度は、エンジンの高温部分、とりわけエンジンのタービン部分の部品の材料の限界に到達し、或いはそのような限界を超える。既存の材料は、このより高い動作温度に耐えることができないため、高温環境において使用するための新規な材料を、開発する必要がある。
【０００３】
エンジンの動作温度が高くされるにつれて、燃焼器及びタービン翼形部を構成する高温合金の新たな冷却方法が、開発されてきている。例えば、セラミックの熱障壁コーティング（ＴＢＣ）が、伝熱率を下げ、下方の金属に熱保護を提供し、部品がより高い温度に耐えることができるようにするために、燃焼の高温の流出ガスの流れに位置する部品の表面に適用されている。これらの改善は、部品のピーク温度及び温度勾配の軽減に役立つ。冷却穴も、熱の能力又は保護を改善すべくフィルム冷却をもたらすために導入されている。同時に、セラミックマトリックス複合材料が、高温合金の代替品として開発されてきている。セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）は、多くの場合に、金属と比べて改善された温度及び密度の利点をもたらし、したがってより高い動作温度及び／又は重量の軽減が望まれる場合に、好適な材料である。
【０００４】
ＣＭＣは、比較的低い熱伝導率を有し、したがって長い時間期間にわたる高温環境での使用に適している。高温ガス中のＣＭＣ製の部品は、とりわけ他のやり方では冷却されない後縁を有する設計において、大量にフィルム冷却される。しかしながら、改善されたフィルム冷却性能が、必要とされる冷却フィルムの流れを減少させ、かつ／又はＣＭＣ製の部品の耐久性を高めることができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８６８９５８６号明細書
【発明の概要】
【０００６】
本発明の態様及び利点は、一部は以下の説明において述べられ、或いは明細書から自明であってよく、もしくは本発明の実施を通じて習得可能であってよい。
【０００７】
一般に、高温燃焼ガスの流れを発生させるガスタービンエンジンのためのエンジン部品が提供される。一実施形態では、エンジン部品は、ＣＭＣ材料から作られ、高温燃焼ガスの流れに面する高温表面と、冷却用流体の流れに面する冷却表面とを有する基材を含む。高温燃焼ガスの流れは、一般に、高温表面に関する上流方向及び下流方向を画成する。基材は、基材を貫いて延在し、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、入口と出口とを接続する通路とを有するフィルム孔を画成している。エンジン部品は、高温表面において出口の上流に設けられた流れ調整構造をさらに含む。特定の一実施形態では、流れ調整構造は、高温表面から延在するリッジを備える。
【０００８】
本発明のこれらの特徴、態様、及び利点、並びに他の特徴、態様、及び利点が、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照して、よりよく理解されるであろう。本明細書に取り入れられて本明細書の一部を構成する添付の図面は、本発明の実施形態を示しており、明細書と協働して本発明の原理を説明する役に立つ。
【０００９】
当業者へと向けられた本発明の最良の態様を含む本発明の充分かつ本発明を実施可能にする開示が、添付の図面を参照して、明細書において説明される。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の主題のいくつかの態様による航空機において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を示している。
【図２】図１からのエンジンの燃焼器及び高圧タービンの側面断面図を示している。
【図３】一実施形態による図１からのエンジンのエンジン部品のフィルム孔の概略の断面図である。
【図４】中心線を下る図３のフィルム孔の斜視図である。
【図５】一実施形態による図１からのエンジンのエンジン部品のフィルム孔の別の概略の断面図である。
【図６】中心線を下る図３のフィルム孔の別の斜視図である。
【図７】図３のフィルム孔の上面図である。
【図８】上流側の棚地点において図３及び５の断面図に垂直に得た断面図である。
【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繰り返しの使用は、本発明の同じ又は類似の特徴又は構成要素を表すように意図されている。
【００１２】
次に、本発明の実施形態を詳しく参照するが、それら実施形態の１つ以上の実施例が図面に示されている。各々の例は、本発明の説明の目的で提示されており、本発明を限定するものではない。実際、本発明において、本発明の技術的範囲及び技術的思想から離れることなく、種々の変更及び変種が可能であることは、当業者にとって明らかであろう。例えば、或る実施形態の一部として例示又は説明される特徴を、別の実施形態では使用して、またさらなる実施形態をもたらすことが可能である。このように、本発明は、添付の特許請求の範囲及びそれらの均等物の技術的範囲に含まれるような変更及び変種を包含するように意図される。
【００１３】
本明細書において使用されるとき、用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、或る構成要素を別の構成要素から区別するために入れ換え可能に使用することができ、個々の構成要素の場所又は重要性を意味するものではない。
【００１４】
用語「上流」及び「下流」は、流路における流体の流れに対する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を指し、「下流」は、流体が流れていく方向を指す。
【００１５】
本明細書において使用されるとき、「ＣＭＣで構成された」及び「ＣＭＣからなる」という表現は、ＣＭＣで実質的に構成された部品を意味する。より具体的には、ＣＭＣ製の部品は、一層だけ又はコーティングだけがＣＭＣ材料であるよりも多くのＣＭＣ材料を含む。例えば、ＣＭＣで構成された部品は、約５０、６０、７０、８０、９０、又は１００パーセントよりも多くがＣＭＣ材料であるなど、実質的又は完全にＣＭＣ材料からなってよく、或いは実質的又は完全にＣＭＣ材料で構成されよい。
【００１６】
次に図面を参照すると、図１が、本発明の主題のいくつかの態様に従って航空機において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、エンジン１０が、参照の目的でエンジン１０を貫いて延在している長手方向又は軸方向の中心軸線１２を有して図示されている。一般に、エンジン１０は、コアガスタービンエンジン（全体を符号１４で示す）と、その上流に位置するファン部分１６とを備えることができる。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筒状の外側ケーシング１８を備えることができる。加えて、外側ケーシング１８は、コアエンジン１４に進入する空気の圧力を第１の圧力レベルへと高めるためのブースタ圧縮機２２をさらに囲み、支持することができる。次いで、高圧多段軸流圧縮機２４が、ブースタ圧縮機２２から加圧された空気を受け取り、そのような空気の圧力をさらに高めることができる。次いで、高圧圧縮機２４から出る加圧された空気は、燃焼器２６へと流れることができ、燃焼器２６において、燃料が加圧された空気の流れへと注入され、得られる混合物が燃焼器２６において燃やされる。高エネルギの燃焼生成物が、燃焼器２６からエンジン１０の高温ガス経路に沿って第１の（高圧、ＨＰ）駆動シャフト３０を介して高圧圧縮機２４を駆動する第１の（高圧、ＨＰ）タービン２８へと導かれ、次いで第１の駆動シャフト３０におおむね同軸な第２の（低圧、ＬＰ）駆動シャフト３４を介してブースタ圧縮機２２及びファン部分１６を駆動する第２の（低圧、ＬＰ）タービン３２へと導かれる。各々のタービン２８及び３２を駆動した後で、燃焼生成物を、推進用のジェット推力をもたらすべく排気ノズル３６を介してコアエンジン１４から吐き出すことができる。
【００１７】
各々のタービン２８、３２が、一般に、１つ以上のタービン段を備えることができ、各々の段が、タービンノズル及び下流のタービンロータを備えることを、理解すべきである。後述されるように、タービンノズルは、エンジン１０の中心軸線１２を中心にして環状に並べられた複数の翼を備えることができ、これら複数の翼は、タービン段を通過する燃焼生成物の流れを、タービンロータの一部を形成している対応するロータブレードの環状の並びへと曲げ、或いは他の方法で案内する。一般的に理解されるとおり、ロータブレードを、タービンロータのロータディスクへと結合させることができ、次いでロータディスクは、タービンの駆動シャフト（例えば、駆動シャフト３０又は３４）へと回転に関して結合させられる。
【００１８】
さらに、図１に示されるとおり、エンジン１０のファン部分１６は、一般に、環状のファンケーシング４０によって囲まれるように構成された回転可能な軸流ファンロータ３８を備えることができる。特定の実施形態では、（ＬＰ）駆動シャフト３４を、直接駆動の構成などにおいて、ファンロータ３８へと直接接続することができる。別の構成においては、（ＬＰ）駆動シャフト３４を、関節駆動又は歯車駆動の構成において、減速歯車ギアボックスなどの減速装置３７を介してファンロータ３８へと接続することができる。そのような減速装置は、所望に応じ、或いは必要に応じて、エンジン１０内の任意の適切なシャフト／スプールの間に含まれてよい。
【００１９】
ファンケーシング４０を、複数の実質的に半径方向に延在している周方向に間隔を空けて配置された出口案内翼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できることを、当業者であれば理解すべきである。したがって、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。さらに、ファンケーシング４０の下流部分４６が、さらなる推進用のジェット推力をもたらす第２の（或いは、バイパス）空気流路４８を画成するように、コアエンジン１４の外側部分を覆って延在することができる。
【００２０】
エンジン１０の動作の際に、初期の空気流（矢印５０で示す）がファンケーシング４０の関連の入口５２を通ってエンジン１０に進入できることを、理解すべきである。次いで、空気流５０は、ファンブレード４４を通過し、通路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に進入する第２の圧縮空気流（矢印５６で示す）へと分かれる。次いで、第２の圧縮空気流５６の圧力が高められ、（矢印５８によって示されるように）高圧圧縮機２４に進入する。燃料と混ぜ合わせられて燃焼器２６において燃やされた後に、燃焼生成物６０が燃焼器２６から出、第１のタービン２８を通って流れる。その後に、燃焼生成物６０は、第２のタービン３２を通って流れ、排気ノズル３６から出てエンジン１０に推力をもたらす。
【００２１】
図２が、図１からのエンジン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）の側面断面図である。燃焼器２６は、デフレクタ７６及び燃焼器ライナ７７を備える。半径方向に間隔を空けつつ配置された静止タービンベーン７２の組が、軸方向においてタービン２８のタービンブレード６８に隣接して位置しており、隣り合う翼７２が、それらの翼７２の間にノズルを形成している。ノズルは、最大のエネルギをタービン２８によって取り出すことができるよう、回転するブレードへとより良好に流れ込むように燃焼ガスの方向を変える。冷却用流体の流れＣが、翼７２を通過し、高温燃焼ガスの流れＨが翼７２の外側に沿って進むときに翼７２を冷却する。シュラウドアセンブリ７８が、回転するブレード６８に隣接し、タービン２８における流れの損失を最小限にする。同様に、シュラウドアセンブリを、ＬＰタービン３２、ＬＰ圧縮機２２、又はＨＰ圧縮機２４にも組合せることができる。
【００２２】
エンジン１０のエンジン部品の１つ以上は、本明細書においてさらに開示され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による基材を備える。フィルム冷却による基材を有するエンジン部品のいくつかの例（ただし、これらに限られるわけではない）として、図１及び２において説明したブレード６８、翼又はノズル７２、燃焼器デフレクタ７６、燃焼器ライナ７７、或いはシュラウドアセンブリ７８を挙げることができる。フィルム冷却が用いられる他の例（ただし、これらに限られるわけではない）として、タービンつなぎダクト及び排気ノズルが挙げられる。
【００２３】
図３が、本発明の第１の実施形態によるエンジン部品８０の一部分を示す概略の断面図である。エンジン部品８０は、図１からのエンジン１０のエンジン部品であってよく、矢印Ｈによって示される高温ガスの流れに配置されてよい。矢印Ｃによって表される冷却用流体の流れを、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及び２に関して上述したように、タービンエンジンの文脈において、冷却用空気は、エンジンコア１４をバイパスする第１の圧縮された空気の流れ５４、ＬＰ圧縮機２２からの流体、又はＨＰ圧縮機２４からの流体であってよい。
【００２４】
エンジン部品８０は、高温燃焼ガスの流れＨに面する高温表面８４と、冷却用流体Ｃに面する冷却表面８６とを有する基材８２を備える。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の外壁又は内壁であってよい。第１のエンジン部品８０は、冷却表面８６を含む１以上の内部空洞又はチャネル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の外側表面であってよい。ガスタービンエンジンの場合、高温表面８４は、１０００°Ｃ〜２０００°Ｃの範囲内の温度を有するガスに曝される可能性がある。基材８２に適した材料として、これらに限られるわけではないが、鋼、チタニウム、又はニッケル、コバルト、もしくは鉄系の超合金などの耐火金属、並びにセラミックマトリックス複合材料が挙げられる。超合金として、等軸、一方向凝固、及び単結晶構造の超合金を挙げることができる。
【００２５】
特定の一実施形態では、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（ＣＭＣ）材料から構成される。そのような基材８２に利用される典型的なＣＭＣ材料として、炭化ケイ素、ケイ素、シリカ又はアルミナマトリックス材料、並びにこれらの組合せを挙げることができる。サファイア及び炭化ケイ素などのモノフィラメントを含む酸化安定補強繊維（例えば、ＴｅｘｔｒｏｎのＳＣＳ−６）、並びに炭化ケイ素（例えば、日本カーボン（株）のＮＩＣＡＬＯＮ（登録商標）、宇部興産（株）のＴＹＲＡＮＮＯ（登録商標）、及びＤｏｗ  ＣｏｒｎｉｎｇのＳＹＬＲＡＭＩＣ（登録商標））、アルミナケイ酸塩（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及び４８０）、並びに切り刻まれたウィスカ及び繊維（例えば、Ｎｅｘｔｅｌの４４０及びＳＡＦＦＩＬ（登録商標））を含み、さらに随意によりセラミック粒子（例えば、Ｓｉ、Ａｌ、Ｚｒ、Ｙ、及びこれらの組合せの酸化物）及び無機フィラー（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、カイアナイト、及びモンモリロナイト）を含むロービング及びヤーンなど、セラミック繊維をマトリックスに埋め込むことができる。一実施形態では、ＣＭＣ材料は、その厚さにおいて、複数の層（例えば、約４〜約１０層）から形成される。
【００２６】
ＣＭＣ材料から製作されるとき、環境バリアコーティング（ＥＢＣ）が、基材８２の表面に存在してよい（図には示されていない）。例えば、ＥＢＣは、接着塗料（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、一ケイ酸イットリウム（ＹＭＳ）層、イッテルビウムをドープした二ケイ酸イットリウム（ＹｂＹＤＳ）層、アルミノケイ酸バリウムストロンチウム（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。
【００２７】
ＣＭＣ材料は、約０．００１〜約０．０１８インチ、最も典型的には約０．００５〜約０．０１５インチの厚さを有する材料のプライへと形成される。プライの厚さは、通常は、使用のために選択された繊維トウ（フィラメント束）のサイズに左右され、プライの厚さは、繊維の直径につれて変化しうる。本明細書において考慮される用途の大部分において、プライは、二次元の織物として形成されるが、一次元の繊維配向も使用可能である。しかしながら、プライを製造し、プライを重ねて部品を形成する方法、並びに複合材料の業界において用いられる他の部品製造技術は、本発明を限定するものではない。プライは、形成される物品の形状を構成するように重ねられ、隣り合うプライの角度は、必要とされる平面強度に応じてさまざまであってよい。これらのＣＭＣ材料を使用して製作することができる部品として、これらに限られるわけではないが、タービンブレード、タービンベーン、タービンシュラウド、並びに燃焼器のライナ、ケーシング、熱シールド、及びディフューザが挙げられる。これらの高温部分の部品はいずれも、エンジンの稼働時に熱伝達を達成するための充分な冷却をもたらすことによって部品の使用の範囲を広げるという冷却用空気の使用の利益を享受する。
【００２８】
エンジン部品８０は、エンジン部品８０の内部空洞８８と高温表面８４との間の流体の連絡をもたらす基材８２を貫いて延在する１つ以上のフィルム孔９０をさらに備える。動作時に、冷却用流体の流れＣが、内部空洞８８へとフィルム孔９０から出るように供給され、高温表面８４に低温の流体（例えば、圧縮機から取り出された空気）の薄い層又はフィルムを生じさせて、高温表面８４を高温燃焼ガスの流れＨから保護する。図３にはフィルム孔９０が１つだけしか示されていないが、エンジン部品８０が、エンジン部品８０上に任意の所望の構成にて配置される複数のフィルム孔９０を備えてよいことを、理解すべきである。
【００２９】
本明細書において論じられるあらゆる実施形態では、基材８２がおおむね平坦であるものとして示されるが、多くのエンジン部品８０において基材８２が湾曲していてもよいことを、理解すべきである。しかしながら、基材８２の湾曲は、フィルム孔９０のサイズと比べてわずかであってよく、したがって検討及び説明の目的において、基材８２は平坦であるとして示される。基材８２がフィルム孔９０の位置において平坦であるか、或いは湾曲しているかにかかわらず、高温表面８４及び冷却表面８６は、本明細書に示されるように互いに平行であってよく、或いは非平行な平面内に位置してよい。
【００３０】
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とを接続する通路９６とを有することができる。通路９６は、おおむね上流側の内面９５と下流側の内面９７との間に画成され、冷却用流体の流れＣの質量流量を測定するための調量部９８と、より広い冷却フィルムを形成するように冷却用流体Ｃを膨張させることができる拡散部１００とを含むことができる。調量部９８は、通路９６のうち、通路９６を通る冷却用流体の流れＣの方向に直交する断面積が最小である部分であってよい。調量部９８は、通路の断面積が最小となる不連続な場所であってよく、或いは通路９６の引き延ばされた部位であってよい。拡散部１００は、通路９６を通る冷却用流体の流れＣの方向に関して調量部９８の下流に位置する。拡散部１００は、調量部９８に流れに関して連続的に連絡していてよい。調量部９８を、入口９２又は入口９２の付近に設けることができる一方で、拡散部１００を、出口９４又は出口９４の付近に画成することができる。図３に示されるように、調量部９８は、調量長さＬmを有し、拡散部１００は、拡散長さＬDを有する。特定の実施形態では、拡散長さＬDは、調量長さＬmよりも長い（例えば、ＬD≧２Ｌm）。
【００３１】
通路９６を通る冷却用流体の流れＣは、調量部９８の断面積の幾何学的中心を通過する本明細書において中心線１０２とも称される通路９６の長手軸に沿う。図示の実施形態では、上流側の内面９５は、中心線１０２に実質的に平行である。中心線１０２は、局所的な外面の接線８５に対して中心線角度αを画成する。特定の実施形態では、中心線角度αは、約１５°〜約５０°である。下流側の内面９７は、冷却用空気の高温表面８４への拡散を可能にするように通路９６を効果的に広げる中心線１０２に対する拡散角度φにて広がる。特定の実施形態では、拡散角度φは、０°〜約１５°（例えば、０°超約１５°以下）である。
【００３２】
フィルム孔９０を、中心線１０２が高温表面８４及び冷却表面８６に対して直交しないように、通路９６を通る冷却用流体の流れＣの下流方向に傾けることができる。或いは、フィルム孔９０は、基材８２の中心線１０２が通過する局所的な領域において高温表面８４及び冷却表面８６の一方又は両方に直交する中心線１０２を有することができる。他の実施形態では、フィルム孔９０の中心線１０２は、冷却用流体の流れＣのベクトルが高温燃焼ガスの流れＨのベクトルとは異なるよう、高温燃焼ガスの流れＨの方向に向けられなくてもよい。例えば、複合角度を有するフィルム孔は、断面においてのみならず、高温表面８４を見下ろす上面図においても高温燃焼ガスの流れのベクトルから相違する冷却用の流れのベクトルを画成する。
【００３３】
フィルム孔９０は、一般に、円錐形を形成するテーパ状の断面を有する。しかしながら、フィルム孔９０が、円形、楕円形、円錐形、及び他の不規則形状の断面形状を有してよいことを、理解すべきである。例えば、フィルム孔９０は、ディフューザ形状（例えば、横穴）又は以下でさらに詳しく説明されるとおりの他の造作を備えることができる。
【００３４】
出口９４は、通路９６が基材８２の高温表面８４と交わる上流縁１０４及び下流縁１０６を備える。縁１０４、１０６を、高温燃焼ガスの流れＨの方向に対して画成することができ、高温燃焼ガスの流れＨは、一般に、高温表面８４に対する上流方向１０８及び下流方向１１０を画成し、すなわち出口９４を過ぎる上流方向１０８及び下流方向１１０を画成する。上流縁１０４は、下流方向１１０におおむね面し、下流縁１０６は、上流方向１０８におおむね面する。
【００３５】
エンジン部品８０は、基材８２の高温表面８４に流れ調整構造１１２をさらに備える。流れ調整構造１１２は、出口９４の上流に位置し、出口９４から物理的に離れており、出口９４を横切る高温の流体の流れＨを中断させ、出口９４から現れる冷却用流体の流れＣが高温表面８４により効果的に付着することを可能にするように構成される。
【００３６】
図示の実施形態では、流れ調整構造１１２は、高温表面８４における１以上のリッジを備える。リッジ１１２は、出口９４にすぐ隣接してはおらず、むしろリッジ１１２がフィルム孔９０に物理的につながることがないように、緩衝領域１１４によって出口９４から離されている。断面において眺めたとき、図３のように、リッジ１１２は、上流縁１１６及び下流縁１１８を有しており、高温燃焼ガスの流れＨの方向に関する上流縁１１６と下流縁１１８との間の長さＬ3を画成している。一実施形態では、長さＬ3は、約０．５ｄ〜約２ｄであり、ここでｄは、高温表面の接線８５から図３に関連して後述される水平突出部深さ（ｌｅｄｇｅ  ｄｅｐｔｈ）の接線１１７までの距離である。
【００３７】
リッジ１１２は、フィルム孔９０の中心線１０２に対して中央に位置することができ、出口９４の周囲を少なくとも部分的に延在することができる。例えば、リッジ１１２は、中心線１０２の前方の上流縁１０４の少なくとも約５０％を巡って（例えば、上流縁１０４の少なくとも約７５％を巡って）延在することができる。換言すると、リッジは、出口９４の上流部分の少なくとも約１３５°を巡って延在するなど、出口９４の上流部分の少なくとも約９０°（すなわち、１８０°の少なくとも約５０％）を巡って延在することができる。図４を参照すると、リッジ１１２が、高温表面８４においてフィルム孔９０の上流縁１０４を完全に遮蔽するように、中心線１０２の前方の上流縁１０４の１００％を巡って延在している。図示のとおり、下流縁１０６には、中心線１０２の下流の下流縁１０６の少なくとも約５０％（例えば、下流縁１０６の少なくとも約７５％）において、高温表面の接線８５よりも上方へと延在するリッジが存在しない。
【００３８】
リッジ１１２は、出口９４の上流部分を巡るリッジ１１２の長さに沿って、変化する高さを有することができる。多くの実施形態では、リッジ１１２は、リッジ１１２のピークから高温表面の接線８５まで画成される０よりも大きい約ｄまでの高さｈを有し、ここでｄは、高温表面の接線８５から図３に関連して後述される水平突出部深さの接線１１７までの距離である。
【００３９】
出口９４から現れる冷却用流体の流れＣを高温表面８４に付着させるためのリッジ１１２の構成を、リッジ１１２の断面形状によって少なくとも部分的に画成することができる。図示のリッジ１１２は、上流縁１１６と下流縁１１８との間でおおむね凸状又は外へと湾曲した断面形状を有する。リッジ１１２の断面形状は、実質的に一定のままでよく、或いは変化してもよい。
【００４０】
緩衝領域１１４が、出口９４の上流縁１０４とリッジ１１２の下流縁と１１８との間に広がる。図示の実施形態では、緩衝領域１１４は、リッジ１１２の下流を延在する水平突出部（ｌｅｄｇｅ）１１５を備える。水平突出部１１５は、高温表面８４によって画成される高温表面の接線８５の下方の水平突出部深さｄにおいて延在するように、高温表面の接線８５よりも下方へと引っ込められている。基材８２が積層されたＣＭＣ材料から形成される一実施形態では、水平突出部深さｄは、１つ以上の層の厚さ（例えば、おおむね１つの層〜おおむね５つの層又はプライの厚さ）を有することができる。水平突出部１１５は、水平突出部深さの接線１１７を画成する。
【００４１】
水平突出部１１５は、出口９４の上流縁１０４とリッジ１１２の下流縁と１１８との間の長さＬ1を画成する。水平突出部１１５の長さＬ1は、リッジ１１２が出口９４に近付くようにきわめて小さい長さから、リッジ１１２が出口９４からさらに離れるようにより大きい長さまで、変化することができる。水平突出部１１５は、フィルム孔９０の出口９４及びその出口形状を、機能的及び空間的にリッジ１１２から分離された状態に保つ。これは、冷却用流体の流れＣが、この流れを変更しうる高温ガスＨに遭遇する前にフィルム孔９０の出口９４において充分に形成され、或いは広がることを可能にする。考えられる長さＬ1の範囲の最大端において、緩衝領域１１４は、流体の流れへの調整効果が無効になるようには遠く離れることができず、したがって可能な最大の長さＬ1は、冷却用流体の流れＣの運動量に依存しうる。このように、水平突出部１１５の長さＬ1は、一般に、おおむね３ｄまで（例えば、約０．５ｄ〜約３ｄ）であり、ここでｄは、高温表面の接線８５から図３に関連して説明される水平突出部深さの接線１１７までの距離である。
【００４２】
いかなる特定の理論にも拘束されるつもりはないが、水平突出部１１５は、冷却用流体の流れＣを、フィルム孔の上流縁である最も脆弱な地点における高温の流体の流れＨとの初期の相互作用から遮蔽すると考えられる。また、水平突出部１１５は、冷却用流体の流れＣを出口９４に近付くにつれてより表面に対して接線方向の様相へと案内されるように強い、過度に高温の流体の流れＨへと進入することがないと言うようにインスペクタを変更することができる。
【００４３】
本発明のこの実施形態及び任意の他の実施形態の調量部９８に関して使用される用語「調量径（Ｄ）」が、調量部９８をいかなる特定の断面にも限定するものではなく、ここで調量部９８の断面は、通路９６を通る冷却用流体の流れＣの方向に対して垂直に画成されることに、注意すべきである。この実施形態では、調量部９８は、断面においておおむね円形である。しかしながら、調量部９８の具体的な断面形状は、本発明の他の実施形態では異なってよく、例えば調量部９８の断面形状は、矩形又は楕円形であってよい。非円形の調量部９８において、調量径Ｄは、断面積の４倍を断面の外周によって割り算したものとして一般的に定義される断面の水力直径であってよい。パーカッションレーザ加工によって一般的に生成される調量部など、依然としておおむね円形であるがきわめて不規則な調量部９８に関して、調量径Ｄは、損傷を生じることなく調量部９８に通すことができる最大の円形ピンの直径であってよい。やはり不規則な表面を有する非円形の断面に関して、調量径Ｄは、損傷を生じることなく通すことができる適切に形作られた最大のピンの水力直径であってよい。拡散部１００に先立つ非直線又は非一定の断面の長さについて、同じ全体としての定義を、最小の断面積の場所において使用することができる。
【００４４】
上述のように、拡散部１００は、通路９６を通る冷却用流体の流れＣの方向に関して調量部９８の下流に位置し、出口９４又は出口９４の付近に画成される。拡散部１００は、一般に、棚状部（ｓｈｅｌｆ）１０１を備え、棚状部１０１は、上流側の棚地点１０３（下流側の内面９７が水平突出部深さの接線１１７と交わる場所に画成される）から、棚状部１０１が高温表面８４と（拡散角度φよりも大きい中心線１０２に対する角度で）融合する下流縁１０６まで画成される。棚状部１０１は、一般に、上流側の棚地点１０３から下流縁１０６まで延在する長さＬ2を有する。棚状部１０１の長さＬ2は、一般に、おおむね５ｄまで（例えば、約０．５ｄ〜約５ｄ）であり、ここでｄは、高温表面の接線８５から図３に関連して説明される水平突出部深さの接線１１７までの距離である。いかなる特定の理論にも拘束されるつもりはないが、棚状部１０１は、冷却用流体の流れＣが高温の流体の流れＨとの相互作用の直前に横方向に広がるための浅い領域をもたらすと考えられる。
【００４５】
図４に示されるとおり、出口９４の下流縁１０６は、棚状部１０１の高温表面８４との融合の領域によって画成される。一般に、下流縁１０６における棚状部１０１の中心線９９の各側の幅を、中心線９９に対する横拡散角度βによって画成することができる。具体的には、横拡散角度βは、中心線９９における下流縁１０６から、下流縁１０６の各側の横拡散線１０９ａ、１０９ｂまで広がる。横拡散線１０９ａ、１０９ｂは、リッジ１１２の上流縁１１６から下流縁１０６の最も外側の地点１０７ａ、１０７ｂへと延在する。多くの実施形態では、横拡散角度βは、０°超約１５°以下である。
【００４６】
次に、図５及び６を参照すると、フィルム孔９０の拡散部１００に画成された２つの外側ローブ（ｌｏｂｅ）１２０ａ、１２０ｂが存在する。外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々は、冷却用流体の流れＣが調量部９８から拡散部１００への移行部において横方向に広がることを可能にする拡散機構として機能する。いかなる特定の理論にも拘束されるつもりはないが、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、冷却用流体の流れＣに関連した渦を高温の流体の流れＨとの相互作用に先だって変化させると考えられる。
【００４７】
外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々は、各々の外側ローブ１２０ａ、１２０ｂのそれぞれのベース１２３ａ、１２３ｂへと中心線１０２を下って測定される穴深さＢとしてそれぞれの横拡散線１０９ａ、１０９ｂに沿って測定される深さを有する。穴深さＢを、全体としての拡散長さＬDと比較することができ、多くの実施形態では、長さＬDの約０．１〜約０．７５の間である（すなわち、Ｂが長さＬDの約１０％〜約７５％である）。
【００４８】
図６が、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々が調量径Ｄ以下の穴有効径ＤBを有することを示している。多くの実施形態では、穴有効径ＤBは、調量径Ｄの約０．５〜約１の間である（すなわち、ＤBが調量径Ｄの約５０％〜約１００％である）。
【００４９】
図７及び８が、拡散部１００に画成された外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの輪郭をさらに詳しく示しており、棚状部１０１が外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々の間に位置している。それぞれの穴ベース１２３ａ及び１２３ｂが、図７の図から隠されるように穴の中へと延在してよいことに、注意すべきである。図３及び５の上流側の棚地点１０３において得た拡散部１００の断面図である図８を参照すると、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、間に棚状部１０１を位置させて拡散部１００の両端に位置している。外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、拡散部１００の両横に沿って棚状部１０１よりも深い穴をおおむね画成している。特定の実施形態では、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、約１８０°〜約２７０°など、各々の外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの少なくとも約１５０°について、それらのそれぞれの直径に沿った拡散部１００の表面によって画成される（例えば、各々の外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの１８０°超が表面によって物理的に画成される）。
【００５０】
特定の実施形態では、フィルム孔は、形状を生み出すための連続的ならせん運動を使用してパルスレーザによって生成され、その後にメータを生成するためにパーカッションドリルが使用される。例えば、レーザ穿孔プロセスは、Ｎｄ：ＹＡＧレーザを利用することができるが、所望の結果を生み出すように調整することができる任意の他のレーザも使用することができる。レーザは、所定の調量径Ｄ（例えば、約０．０１０〜約０．０３０インチ）を有する冷却用開口を生み出すことができる。開口を、図３に示されるように、中心線角度αを生み出すための相応の角度で部品の表面に対して穿孔することができる（例えば、約１５°〜約５０°）。
【００５１】
一実施形態では、フィルム孔は、所望の孔サイズの調量径Ｄに相関するレーザのスポットサイズにて生成される。レーザをらせん運動にて移動させることで、フィルム孔の断面を所望のとおりに形成することができる。レーザは、その焦点の直下のＣＭＣ材料を除去することにより、開口を生成する。同時に、レーザのエネルギは、それに直接隣接するＳｉＣ又はＳｉＮマトリックス材料を溶融させるために充分である。穿孔作業の進行は、溶融した材料が、レーザノズルからの加圧された空気が冷却を補助するがゆえに改鋳材料として新たに生成された表面に沿って再凝固する前に短い距離だけしか流れることがないように迅速に生じる。改鋳材料は、実質的に新たに生成された開口の表面に沿って酸化バリアを形成するシリカであり、したがって冷却用空気が通路へと導入されるとき、この表面に沿ったＣＭＣ材料の劣化が生じない。部品の温度を周囲の雰囲気の温度未満に保つために部品へと導入される「冷却用空気」が、１７００°Ｆを上回る高い温度を有してよいことを、当業者であれば理解できるであろう。
【００５２】
本明細書においては、本発明を最良の態様を含めて開示するとともに、あらゆる装置又はシステムの製作及び使用並びにあらゆる関連の方法の実行を含む本発明の実施を当業者にとって可能にするために、いくつかの実施例を使用している。本発明の特許可能な技術的範囲は、特許請求の範囲によって画成され、当業者にとって想到される他の実施例も含むことができる。そのような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言から相違しない構造要素を有しており、或いは特許請求の範囲の文言から実質的には相違しない同等の構造要素を含むならば、特許請求の範囲の技術的範囲に包含される。
［実施態様１］
高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）を生成するガスタービンエンジン（１０）のためのエンジン部品（８０）であって、
ＣＭＣ材料から構成され、高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）に面する高温表面（８４）及び冷却用流体の流れ（Ｃ）に面する冷却表面（８６）を有する基材（８２）であって、高温燃焼ガスの流れ（Ｈ）が、高温表面（８４）に対して上流方向（１０８）及び下流方向（１１０）を概ね画成しており、基材（８２）は、基材（８２）を貫いて延在し、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）とを接続する通路（９６）とを有しているフィルム孔（９０）を画成している基材（８２）と、
高温表面（８４）上で出口（９４）の上流に設けられ、高温表面（８４）の接線（８５）よりも上へと延在しているリッジ（１１２）を備えている流れ調整構造（１１２）と
を備えるエンジン部品（８０）。
［実施態様２］
リッジ（１１２）は、出口（９４）の上流縁（１０４）の５０％に延在している、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様３］
リッジ（１１２）は、出口（９４）の上流縁（１０４）の少なくとも７５％を巡って延在している、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様４］
リッジ（１１２）は、緩衝領域（１１４）によって出口（９４）から離されている、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様５］
緩衝領域（１１４）は、リッジ（１１２）の下流へと延在しており、高温表面（８４）の接線（８５）よりも下方に引っ込められた水平突出部（１１５）を備え、水平突出部（１１５）は、水平突出部深さ（ｄ）において水平突出部（１１５）から延在する水平突出部深さの接線（１１７）を画成している、実施態様４に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様６］
リッジ（１１２）は、高温表面（８４）の接線（８５）に沿って上流縁（１１６）から下流縁（１１８）まで画成される長さ（Ｌ3）を有し、長さ（Ｌ3）は、水平突出部深さ（ｄ）の約０．５〜約２倍である、実施態様５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様７］
リッジ（１１２）は、リッジ（１１２）のピークから高温表面（８４）の接線（８５）まで画成される高さ（ｈ）を有し、高さ（ｈ）は０よりも大きく、水平突出部深さ（ｄ）までである、実施態様５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様８］
水平突出部（１１５）は、水平突出部深さ（ｄ）の最大で約３倍の長さ（Ｌ1）を画成する、実施態様５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様９］
水平突出部（１１５）は、水平突出部深さ（ｄ）の約０．５〜約３倍の長さ（Ｌ1）を画成する、実施態様５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１０］
フィルム孔（９０）は、通路（９６）を通る冷却用流体の流れ（Ｃ）の方向に直交する最小の断面積を画成している調量部（９８）を備える、実施態様５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１１］
フィルム孔（９０）は、通路（９６）を通る冷却用流体の流れ（Ｃ）の方向に関して調量部（９８）の下流の拡散部（１００）をさらに備える、実施態様１０に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１２］
拡散部（１００）は、冷却用流体が高温表面（８４）においてより広い冷却フィルムを形成するように横方向に広がっている、実施態様１１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１３］
拡散部（１００）は、棚状部（１０１）を含む、実施態様１２に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１４］
棚状部（１０１）は、水平突出部深さ（ｄ）の最大５倍の長さ（Ｌ2）を有する、実施態様１２に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１５］
棚状部（１０１）は、冷却用流体が高温の流体との相互作用に先立って横方向に広がるための浅い領域を提供する、実施態様１２に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１６］
出口（９４）が、高温表面（８４）の下流縁（１０６）の融合領域を画成し、下流縁（１０６）は、下流縁（１０６）における棚状部（１０１）の中心線（９９）の各側に、中心線（９９）に対する横拡散角度（β）によって画成される幅を有し、横拡散角度（β）は、０°超約１５°以下である、実施態様１２に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１７］
フィルム孔（９０）の通路（９６）は、上流側の内面（９５）と下流側の内面（９７）との間の断面積を画成し、上流側の内面（９５）は、通路（９６）を通る中心線（１０２）に実質的に平行である、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１８］
下流側の内面（９７）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）に対する拡散角度（φ）を有し、拡散角度（φ）は、０°〜約１５°である、実施態様１７に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１９］
下流側の内面（９７）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）に対する拡散角度（φ）を有し、拡散角度（φ）は、０°超約１５°以下である、実施態様１７に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様２０］
拡散部（１００）は、通路（９６）を通る冷却用流体の流れ（Ｃ）に関して調量部（９８）の下流にあり、出口（９４）又は出口（９４）の付近に画成されている、実施態様１７に記載のエンジン部品（８０）。
【符号の説明】
【００５３】
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  ファン部分
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  ファンケーシング
４２  出口案内翼
４４  ファンロータブレード、ファンブレード
４６  下流部分
４８  第２の空気流路、通路
５０  初期の空気流
５２、９２  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
７２  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  基材
８４  高温表面
８５  局所的な外面の接線
８６  冷却表面
８８  内部空洞、チャネル
９０  フィルム孔
９４  出口
９５  上流側の内面
９６  通路
９７  下流側の内面
９８  調量部
９９、１０２  中心線
１００  拡散部
１０１  棚状部
１０３  上流側の棚地点
１０４、１１６  上流縁
１０６、１１８  下流縁
１０７ａ，ｂ  最も外側の地点
１０８  上流方向
１０９ａ，ｂ  横拡散線
１１０  下流方向
１１２  流れ調整構造、リッジ
１１４  緩衝領域
１１５  水平突出部
１１７  水平突出部深さの接線
１２０ａ，ｂ  外側ローブ
１２３ａ，ｂ  穴ベース、ベース
Ｈ  高温ガスの流れ
Ｃ  冷却用流体
α  中心線角度
φ  拡散角度
Ｌ１、Ｌ３  長さ
Ｌ２  棚状部の長さ
ｄ  深さ
ｈ  高さ
Ｄ  調量径
Ｌｍ  調量長さ
ＬＤ  拡散長さ
β  横拡散角度
Ｂ  穴深さ
ＤＢ  穴径
【図１】
2017067071.tif 000003
【図２】
2017067071.tif 000004
【図３】
2017067071.tif 000005
【図４】
2017067071.tif 000006
【図５】
2017067071.tif 000007
【図６】
2017067071.tif 000008
【図７】
2017067071.tif 000009
【図８】
2017067071.tif 000010
【外国語明細書】
2017067071000001.pdf