(57)【要約】      （修正有）【課題】小さい複雑な特徴を有する、セラミックマトリックス複合材のガスタービンエンジン部品を提供する。【解決手段】高温燃焼ガス流Ｈ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８０は、ＣＭＣ材料から構成され、かつ高温燃焼ガス流Ｈに面する高温表面８４及び冷却流体流Ｃに面する冷却表面８６を有する基材８２を含んでよく、高温燃焼ガス流Ｈは、高温表面８４に関して上流方向１０８及び下流方向１１０を規定する。基材８２は、冷却表面８６に設けられる入口９２、高温表面８４に設けられる出口９４、及び入口９２と出口９４とを接続する通路９６を有する基材８２を貫通するフィルム孔９０を画成する。通路９６は、計測セクション９８並びに棚１０１、第１の外側ローブ、及び第２の外側ローブを含む拡散セクション１００を備える。【選択図】図３
2017067072.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガス流（Ｈ）を発生させ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、かつ高温燃焼ガス流（Ｈ）に面する高温表面（８４）及び冷却流体流（Ｃ）に面する冷却表面（８６）を有する基材（８２）であって、高温燃焼ガス流（Ｈ）が、高温表面（８４）に関して上流方向（１０８）及び下流方向（１１０）を概ね規定し、基材（８２）が、冷却表面（８６）に設けられた入口（９２）、高温表面（８４）に設けられた出口（９４）、及び入口（９２）と出口（９４）とを接続する通路（９６）を有する、基材（８２）を貫通するフィルム孔（９０）を画成しており、通路（９６）が、
計測セクション（９８）と、
棚（１０１）、第１の外側ローブ（１２０ａ）、及び第２の外側ローブ（１２０ｂ）を備える拡散セクション（１００）と
を備える基材（８２）
を備えるエンジン部品（８０）。
【請求項２】
第１の外側ローブ（１２０ａ）及び第２の外側ローブ（１２０ｂ）が、冷却流体流（Ｃ）が計測セクション（９８）の下流の拡散セクション（１００）内で横方向に広がることを可能にする、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項３】
棚（１０１）が、高温表面（８４）との融合領域に下流縁（１０６）を有し、横方向拡散線が、出口（９４）の上流縁（１０４）から棚（１０１）の最も外側の側方点（１０７ａ、１０７ｂ）までのものとして規定されており、横方向拡散角度が、横方向拡散線と高温燃焼ガス流（Ｈ）の中心線との間に形成され、横方向拡散角度が、０°超〜約１５°である、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項４】
横方向拡散線が、出口（９４）の上流縁（１０４）から棚（１０１）の最も外側の側方点（１０７ａ、１０７ｂ）までのものとして規定されており、拡散セクション（１００）が、計測セクション（９８）内の計測径位置から局所的な外表面接線（８５）の交差までのものとして規定される長さ（ＬD）を有し、外側ローブ（１２０ａ、１２０ｂ）の各々が、各々の横方向拡散線に沿って測定されるボア深さ（Ｂ）を有し、ボア深さ（Ｂ）が、長さ（ＬD）の約１０％〜約７５％である、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項５】
ボアの各々が、計測セクション（９８）内に画成される計測径（Ｄ）の約０．５〜１倍の有効径（ＤB）を有する、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項６】
フィルム孔（９０）の通路（９６）が、上流内面（９５）と下流内面（９７）との間に断面領域を有し、上流内面（９５）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）と略平行である、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項７】
下流内面（９７）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）に対して拡散角度（Θ）を有し、拡散角度（Θ）が、０°〜約１５°である、請求項６に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項８】
下流へ延在し、かつ高温表面（８４）の接線（８５）より下に凹設されたレッジ（１１５）を備える、出口（９４）の上流のバッファ領域（１１４）であって、レッジ（１１５）が、レッジ深さ（ｄ）でレッジ（１１５）から延びるレッジ深さ接線（１１７）を規定するバッファ領域（１１４）をさらに備え、
棚（１０１）が、レッジ深さ（ｄ）の５倍以下の長さ（Ｌ2）を有する、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項９】
出口（９４）の上流の高温表面（８４）に設けられた流れ調整構造（１１２）であって、高温表面（８４）から延在するリッジを備える流れ調整構造（１１２）をさらに備え、
リッジが、出口（９４）の上流縁（１０４）の少なくとも５０％の周囲に延在し、
リッジが、バッファ領域（１１４）によって出口（９４）から分離されている、請求項１に記載のエンジン部品（８０）。
【請求項１０】
外側ローブ（１２０ａ、１２０ｂ）の各々が、各々の直径に沿って外側ローブ（１２０ａ、１２０ｂ）の各々の少なくとも約１５０°に関して拡散セクション（１００）の表面によって画成されている、請求項１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、一般に、セラミックマトリックスのタービンエンジン部品に関し、より具体的には、小さい複雑な特徴を有する、セラミックマトリックス複合材のガスタービンエンジン部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
推力重量比を増加させ、排出を低減し、燃料消費率を改善するためにガスタービンエンジンの効率及び性能を向上させるために、エンジンタービンには、より高い温度で動作することが課せられている。より高い温度は、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、これを上回る。既存の材料は、より高い動作温度に耐え得ないため、高温環境で用いる新しい材料を開発する必要がある。
【０００３】
エンジン動作温度が上昇するにつれて、燃焼器及びタービン翼形を構成する高温合金を冷却する新しい方法が開発されてきた。例えば、セラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）が、熱伝達率を低下させ、下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を可能にするために燃焼の高温排ガスの流れの中に置かれる、部品の表面に塗布されてきた。これらの改善は、部品のピーク温度及び温度勾配を低下させるのに役立つ。また、冷却孔が、熱能力又は熱保護を改善するフィルム冷却を提供するために導入されてきた。同時に、セラミックマトリックス複合材が、高温合金の代替物として開発されてきた。セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）は、多くの場合、金属に勝る改善された温度及び密度の利点を提供し、これにより、これらは、より高い動作温度及び／又は重量の低減が望まれるときの、材料の選択肢となっている。
【０００４】
ＣＭＣは、比較的低い熱伝導率を有し、したがって、長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部品は、激しくフィルム冷却される（特に、他の方法では冷却されない後縁を有する設計の場合）。しかしながら、改善されたフィルム冷却性能は、必要な冷却膜流を減少させることができ、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８６８９５８６号明細書
【発明の概要】
【０００６】
本発明の態様及び利点は、以下の説明に部分的に述べられ、この説明から明らかになり得るし、本発明の実施を通して学ばれ得る。
【０００７】
エンジン部品が、一般に、高温燃焼ガス流を発生させるガスタービンエンジンのために提供される。一実施形態では、エンジン部品は、ＣＭＣ材料から構成され、かつ高温燃焼ガス流に面する高温表面及び冷却流体流に面する冷却表面を有する基材を含む。高温燃焼ガス流は、高温表面に関して上流方向及び下流方向を概ね規定する。また、基材は、冷却表面に設けられる入口、高温表面に設けられる出口、及び入口と出口とを接続する通路を有する、基材を貫通するフィルム孔を画成する。通路は、計測セクション並びに棚、第１の外側ローブ、及び第２の外側ローブを含む拡散セクションを備える。
【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良く理解されるようになる。本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を示しており、説明と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
【０００９】
当業者を対象とした、本発明の完全かつ有効な開示（その最良の態様を含む）が、添付図面への参照がなされる本明細書に述べられている。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本主題の態様に従って航空機内で利用され得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のエンジンの燃焼器及び高圧タービンの側断面図を示している。
【図３】一実施形態に係る、図１のエンジンのエンジン部品のフィルム孔の概略断面図である。
【図４】中心線から見下ろす、図３のフィルム孔の斜視図である。
【図５】一実施形態に係る、図１のエンジンのエンジン部品のフィルム孔の別の概略断面図である。
【図６】中心線から見下ろす、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】上流棚点における、図３及び図５に対して垂直な断面図である。
【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要素を示すことが意図されている。
【００１２】
次に、本発明の実施形態を詳細に参照するが、その１つ以上の例は、図面に示されている。各例は、本発明の説明のために提供されるものであり、本発明を限定するものではない。実際、本発明の範囲又は精神から逸脱することなく本発明において様々な修正及び変形が行われ得ることは、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示されているか、又は説明されている特徴は、さらなる実施形態を得るために別の実施形態と共に使用されてもよい。したがって、本発明は、このような修正及び変形を、添付の特許請求の範囲及びその均等物の範囲内に入るものとして包含することが意図されている。
【００１３】
本明細書で使用される場合、「第１の」、「第２の」、及び「第３の」という用語は、部品を互いに区別するために交換可能に使用され得るものであり、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】
「上流」及び「下流」という用語は、流体経路における流体の流れに関する相対方向を意味する。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を意味し、「下流」は、流体が流れていく方向を意味する。
【００１５】
本明細書で使用される場合、「ＣＭＣからなる」という句は、実質的にＣＭＣからなる部品を意味するものとする。より詳細には、ＣＭＣ部品は、ＣＭＣ材料の単なる層又はコーティングよりも多くのＣＭＣ材料を含むものとする。例えば、ＣＭＣからなる部品は、実質的に又は完全にＣＭＣ材料で構成されるか、又はＣＭＣ材料から構成されてもよく、したがって、約５０％超、約６０％超、約７０％超、約８０％超、約９０％超、又は１００％のＣＭＣ材料を含む。
【００１６】
次に図面を参照すると、図１は、本主題の態様に従って航空機内で利用され得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は、参照のために、そこを通って延びる長手方向又は軸方向の中心線軸線１２を有するものとして示されている。一般に、エンジン１０は、コアガスタービンエンジン（全体として参照符号１４によって示されている）及びその上流に配置されたファンセクション１６を含んでもよい。コアエンジン１４は、一般に、環状入口２０を画成する略管状の外側ケーシング１８を含んでもよい。加えて、外側ケーシング１８はさらに、コアエンジン１４に入る空気の圧力を第１の圧力レベルに増大させるためのブースタ圧縮機２２を取り囲み、これを支持してもよい。次に、高圧多段軸流圧縮機２４が、ブースタ圧縮機２２からの加圧空気を受け入れ、このような空気の圧力をさらに増大させてもよい。高圧圧縮機２４から出る加圧空気は、次に、燃焼器２６に流れてもよく、燃焼器２６内では、燃料が、加圧空気の流れに噴射され、結果として得られた混合気は、燃焼器２６内で燃焼される。高エネルギー燃焼生成物は、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を駆動するための第１の（高圧（ＨＰ））タービン２８に送られ、次に、第１の駆動シャフト３０と概ね同軸の第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を駆動するための第２の（低圧（ＬＰ））タービン３２に送られる。タービン２８及び３２の各々を駆動した後、燃焼生成物は、推進ジェット推力を提供するために排気ノズル３６を介してコアエンジン１４から放出されてもよい。
【００１７】
タービン２８、３２の各々が、一般に、１つ以上のタービン段を含み、各段が、タービンノズル及び下流タービンロータを含んでもよいことが認識されるべきである。以下で説明されるように、タービンノズルは、エンジン１０の中心線軸線１２の周りに環状配列で配置された複数のベーンであって、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配列へ、タービン段を通る燃焼生成物の流れの向きを変えるか、又はこれを向けるための複数のベーンを含んでもよい。一般に理解されるように、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てもよく、次に、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）に回転可能に結合されてもよい。
【００１８】
さらに、図１に示されているように、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を含んでもよい。特定の実施形態では、（ＬＰ）駆動シャフト３４は、直接駆動構成などでファンロータ３８に直接連結されてもよい。代替的な構成において、（ＬＰ）駆動シャフト３４は、間接駆動構成又はギヤ駆動構成で、減速ギヤの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に連結されてもよい。このような減速装置は、要望又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もよい。
【００１９】
ファンケーシング４０が、略半径方向に延在し、周方向に互いに離間された複数の出口ガイドベーン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されてもよいことが、当業者によって認識されるべきである。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を取り囲んでもよい。さらに、ファンケーシング４０の下流セクション４６は、さらなる推進ジェット推力を提供する二次（又はバイパス）空気流導管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してもよい。
【００２０】
エンジン１０の運転中、最初の空気流（矢印５０によって示されている）は、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に入ってもよいことが認識されるべきである。次に、空気流５０は、ファンブレード４４を通過して、導管４８を通って移動する第１の圧縮空気流（矢印５４によって示されている）とブースタ圧縮機２２に入る第２の圧縮空気流（矢印５６によって示されている）とに分かれる。次に、第２の圧縮空気流５６の圧力が増大され、第２の圧縮空気流５６は、高圧圧縮機２４に入る（矢印５８によって示されているように）。燃焼器２６内で燃料と混合されて燃焼された後、燃焼生成物６０は、燃焼器２６から出て、第１のタービン２８を通って流れる。その後、燃焼生成物６０は、第２のタービン３２を通って流れ、エンジン１０の推力を提供するために排気ノズル３６から出る。
【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及び燃焼器ライナ７７を含む。タービン２８のタービンブレード６８に軸方向に隣接しているのは、２組の周方向に互いに離間された固定タービンベーン７２であり、隣り合うベーン７２は、それらの間にノズルを形成している。ノズルは、回転ブレードに向かってより良く流れるように燃焼ガスの向きを変え、これにより、最大エネルギーが、タービン２８によって取り出され得る。冷却流体流Ｃは、高温燃焼ガス流Ｈがベーン７２の外面に沿って通過するときにベーン７２を冷却するためにベーン７２を通過する。シュラウドアセンブリ７８は、タービン２８における流れ損失を最小にするために回転ブレード６８に隣接している。また、同様のシュラウドアセンブリが、ＬＰタービン３２、ＬＰ圧縮機２２、又はＨＰ圧縮機２４に関連付けられてもよい。
【００２２】
エンジン１０のエンジン部品の１つ以上が、本明細書でさらに開示される実施形態のフィルム孔が設けられ得る、フィルム冷却される基材を含む。フィルム冷却される基材を有するエンジン部品の一部の非限定的な例は、図１〜図２に説明されているブレード６８、ベーンもしくはノズル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を含んでもよい。フィルム冷却が使用される他の非限定的な例は、タービントランジションダクト及び排気ノズルを含む。
【００２３】
図３は、本発明の第１の実施形態に係るエンジン部品８０の部分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のエンジン部品であってもよく、矢印Ｈによって示されている高温ガスの流れの中に配置されてもよい。矢印Ｃによって示されている冷却流体流は、エンジン部品を冷却するために供給されてもよい。タービンエンジンとの関連で図１〜図２に関して上述したように、冷却空気は、エンジンコア１４をバイパスする第１の圧縮空気流５４、ＬＰ圧縮機２２からの流体、又はＨＰ圧縮機２４からの流体であってもよい。
【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及び冷却流体Ｃに面する冷却表面８６を有する基材８２を含む。基材８２は、エンジン部品８０の壁を形成してもよく、この壁は、エンジン部品８０の外壁又は内壁であってもよい。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内部通路８８を画成してもよい。高温表面８４は、エンジン部品８０の外表面であってもよい。ガスタービンエンジンの場合、高温表面８４は、１０００℃〜２０００℃の範囲の温度を有するガスにさらされ得る。基材８２に適した材料は、鋼、耐熱金属（チタン又はニッケル、コバルト、もしくは鉄に基づく超合金など）、及びセラミックマトリックス複合材を含むが、これらに限定されない。超合金は、等軸構造、一方向凝固構造、及び単結晶構造のものを含んでもよい。
【００２５】
特定の一実施形態では、基材８２は、高温能力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。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んでもよい。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てもよい。一実施形態では、ＣＭＣ材料は、その厚さに関して複数の層（例えば、約４〜約１０の層）から形成される。
【００２６】
ＣＭＣ材料から作られる場合、耐環境コーティング（ＥＢＣ）が、基材８２の表面上に存在してもよい（図には示されていない）。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種類以上の希土類ケイ酸塩から形成された１つ以上の層（例えば、１つ以上のムライト層、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）などを含んでもよい。
【００２７】
ＣＭＣ材料は、約０．００１〜約０．０１８インチ、最も一般的には約０．００５〜約０．０１５インチの厚さを有する材料のプライとして形成される。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、繊維径によって変化し得る。本明細書で考えられている用途の大部分に関して、プライは、二次元織物として形成されるが、一次元繊維配向が使用されてもよい。しかしながら、プライを製造する方法、部品部材を形成するためにプライをレイアップすること、及び複合材産業において使用されている他の部材製造技術が、本発明を限定することは意図されていない。プライは、形成される物品の形状を形成するようにレイアップされ、隣接するプライの角度は、必要な平面強度に応じて変更されてもよい。これらのＣＭＣ材料を用いて作られ得る部品は、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、及びディフューザを含む。これらの、高温セクションの部品はすべて、エンジン運転中の熱伝達を達成するのに十分な冷却を実現する冷却空気の使用から恩恵を受け、この結果、これらの使用範囲は拡大される。
【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とを流体連通させる、基材８２を貫通する１つ以上のフィルム孔９０をさらに含む。運転中、冷却流体流Ｃは、高温表面８４上に冷たい流体（例えば、圧縮機から取り出される空気）の薄層又は薄膜を形成して、高温燃焼ガス流Ｈから高温表面８４を保護するために内部空洞８８に供給され、フィルム孔９０から外に供給される。図３には、１つのフィルム孔９０しか示されていないが、エンジン部品８０は、エンジン部品８０に所望の構成で配置される多数のフィルム孔９０を備えてもよいことが理解される。
【００２９】
本明細書に述べられている実施形態のいずれにおいても、基材８２は、概ね平面状のものとして示されているが、基材８２は、多くのエンジン部品８０に関して湾曲したものであり得ることが理解されることに留意されたい。しかしながら、基材８２の湾曲は、フィルム孔９０のサイズに比べてわずかであり得るため、解説及び例証のために、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の近くで平面状であるか、又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、本明細書に示されているように互いに平行であってもよいし、非平行な平面上にあってもよい。
【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、高温表面８４に設けられた出口９４、及び入口９２と出口９４とを接続する通路９６を有してもよい。通路９６は、上流内面９５と下流内面９７との間に概ね画成されており、冷却流体流Ｃの質量流量の計測のための計測セクション９８及び冷却流体Ｃがより幅の広い冷却膜を形成するために広がり得る拡散セクション１００を含んでもよい。計測セクション９８は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向に直交する最小断面積を有する、通路９６の部分であってもよい。計測セクション９８は、通路が最小断面積を有する個別的な位置又は通路９６の細長いセクションであってもよい。拡散セクション１００は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向に関して計測セクション９８の下流にある。拡散セクション１００は、計測セクション９８と連続的に流体連通していてもよい。計測セクション９８は、入口９２の位置又は近傍に設けられてもよく、一方、拡散セクション１００は、出口９４の位置又は近傍に画成されてもよい。図３に示されているように、計測セクション９８は、計測長さＬmを有し、拡散セクション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、計測長さＬmよりも長い（例えば、ＬD≧２Ｌm）。
【００３１】
通路９６を通る冷却流体流Ｃは、計測セクション９８の断面領域の幾何学的中心を通過する、通路９６の長手方向軸線（本明細書において中心線１０２とも呼ばれている）に沿う。図示の実施形態では、上流内面９５は、中心線１０２と略平行である。中心線１０２は、局所的な外表面接線８５に対して中心線角度αをなしている。特定の実施形態では、中心線角度αは、約１５°〜約５０°である。下流内面９７は、中心線１０２に対して拡散角度φをなして延在しており、高温表面８４上への冷却空気の拡散を可能にするために通路９６を効果的に広げている。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°）である。
【００３２】
フィルム孔９０は、中心線１０２が高温表面８４及び冷却表面８６に直交しないように、通路９６を通る冷却流体流Ｃの下流方向に傾けられてもよい。或いは、フィルム孔９０は、中心線１０２が通過する基材８２の局所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を有してもよい。他の実施形態では、フィルム孔９０の中心線１０２は、高温燃焼ガス流Ｈの方向に向けられず、これにより、冷却流体流Ｃのベクトルは、高温燃焼ガス流Ｈと異なってもよい。例えば、合成角を有するフィルム孔は、断面図においてだけでなく、高温表面８４の上面図においても、高温燃焼ガス流のベクトルと異なる、冷却流のベクトルを規定する。
【００３３】
フィルム孔９０は、一般に、その中に円錐形状を形成する次第に小さくなる断面を有する。しかしながら、フィルム孔９０は、円形、楕円形、円錐形、及び他の不規則な形状の断面形状を有してもよいことが理解される。例えば、フィルム孔９０は、以下でより詳細に述べられるようにディフューザ形状（例えば、側方ボア）又は他の特徴を含んでもよい。
【００３４】
出口９４は、上流縁１０４及び下流縁１０６を含み、これらの位置で、通路９６は、基材８２の高温表面８４と交差する。縁１０４、１０６は、概ね、高温燃焼ガス流Ｈの方向に関して規定されてもよく、高温燃焼ガス流Ｈは、高温表面８４（すなわち、出口９４の通過）に関して上流方向１０８及び下流方向１１０を概ね規定する。上流縁１０４は、概ね下流方向１１０を向いており、下流縁１０６は、概ね上流方向１０８を向いている。
【００３５】
エンジン部品８０は、基材８２の高温表面８４上に流れ調整構造１１２をさらに備える。流れ調整構造１１２は、出口９４の上流にあり、出口９４から物理的に離間されており、また、冷却流体流Ｃがより効果的に高温表面８４に付着するように出口９４から流出することを可能にするために、出口９４を横切る高温流体流Ｈを妨げるように構成されている。
【００３６】
図示の実施形態では、流れ調整構造１１２は、高温表面８４に１以上のリッジを備える。リッジ１１２は、出口９４に直接隣接しておらず、リッジ１１２がフィルム孔９０に物理的につながらないようにバッファ領域１１４によって出口９４から分離されている。図３のような断面で見たときに、リッジ１１２は、上流縁１１６及び下流縁１１８を有し、高温燃焼ガス流Ｈの方向に関してこれらの間に長さＬ3を有する。一実施形態では、長さＬ3は、約０．５ｄ〜約２ｄであり、但し、ｄは、図３に関して以下で述べられるように高温表面接線８５からレッジ深さ接線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に中心が置かれてもよく、少なくとも部分的に出口９４の周囲に延在してもよい。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％の周囲（例えば、上流縁１０４の少なくとも約７５％の周囲）に延在してもよい。言い換えれば、リッジは、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％）の周囲（上流部分の少なくとも約１３５°の周囲など）に延在してもよい。図４を参照すると、リッジ１１２は、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％の周囲に延在する。図示のように、下流縁１０６には、高温表面接線８５より上の、中心線１０２の下流の下流縁１０６の少なくとも約５０％の周囲（例えば、下流縁１０６の少なくとも約７５％の周囲）に延在するリッジはない。
【００３８】
リッジ１１２は、出口９４の上流部分の周囲のその長さに沿って様々な高さを有してもよい。最も多い実施形態では、リッジ１１２は、リッジ１１２の頂点から高温表面接線８５までのものとして規定される、０超〜約ｄ以下の高さｈを有し、但し、ｄは、図３に関して以下で述べられるように高温表面接線８５からレッジ深さ接線１１７までの距離である。
【００３９】
出口９４から流出する冷却流体流Ｃを高温表面８４に付着させるための、リッジ１１２の構成は、少なくとも部分的にリッジ１１２の断面形状によって規定されてもよい。図示のリッジ１１２は、上流縁１１６と下流縁１１８との間に概ね凸状の又は外側に湾曲した断面形状を有する。リッジ１１２の断面形状は、実質的に一定であってもよいし、変化してもよい。
【００４０】
バッファ領域１１４は、出口９４の上流縁１０４とリッジ１１２の下流縁１１８との間に延在する。図示の実施形態では、バッファ領域１１４は、リッジ１１２の下流に延在するレッジ１１５を備える。レッジ１１５は、高温表面８４によって規定される高温表面接線８５から下にレッジ深さｄまで延在するように高温表面接線８５より下に凹設されている。基材８２が層状ＣＭＣ材料から形成される一実施形態では、レッジ深さｄは、１つ以上の層の厚さ（例えば、約１層〜約５層又はプライの厚さ）を有してもよい。レッジ１１５は、レッジ深さ接線１１７を規定する。
【００４１】
レッジ１１５は、出口９４の上流縁１０４とリッジ１１２の下流縁１１８との間に長さＬ1を有する。レッジ１１５の長さＬ1は、リッジ１１２が出口９４に近づくように非常に小さいものから、リッジ１１２が出口９４からより遠くに離間されるようにより大きなものまで様々であってもよい。レッジ１１５は、フィルム孔９０の出口９４及びその出口形状を、機能及び空間に関してリッジ１１２から分離しておく。このことは、冷却流体流Ｃが、この流れを変化させ得る高温ガスＨに遭遇する前にフィルム孔９０の出口９４において完全に形成されるか、又は広がることを可能にする。バッファ領域１１４の、可能な長さＬ1の範囲の最大端点は、流体の流れへのその調整効果を無効にするほど遠くにあってはならない。このため、可能な最大長さＬ1は、冷却流体流Ｃの運動量に依存し得る。したがって、レッジ１１５の長さＬ1は、一般に約３ｄ以下（例えば、約０．５ｄ〜約３ｄ）であり、但し、ｄは、図３に関して述べたように高温表面接線８５からレッジ深さ接線１１７までの距離である。
【００４２】
特定の理論に縛られることを望むものではないが、レッジ１１５は、冷却流体流Ｃを、その最も弱い点（フィルム孔の上流縁である）での高温流体流Ｈとの最初の相互作用から保護すると考えられる。また、レッジ１１５は、冷却流体流Ｃが、出口９４に接近したときにより表面接線方向に向けられるようにし、冷却流体流Ｃは、高温流体流Ｈ中に極端に進入しないと、様々な検査者が言っている。
【００４３】
本発明のこの又は他の実施形態の計測セクション９８に関して使用される「計測径（Ｄ）」という用語は、計測セクション９８を特定の断面（計測セクション９８の断面は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向に対して垂直に測定される）に限定することを意図されていないことに留意されたい。この実施形態では、計測セクション９８の断面は、概ね円形である。しかしながら、計測セクション９８の特定の断面形状は、本発明の他の実施形態の場合は異なってもよい。例えば、計測セクション９８の断面形状は、矩形又は楕円形であってもよい。非円形の計測セクション９８の場合、計測径Ｄは、一般的に４×断面積÷断面の周囲長として定義される、断面の水力直径であってもよい。依然として概ね円形ではあるものの極めて不規則な計測セクション９８（一般的にパーカッションレーザ加工によって作製されるものなど）の場合、計測径Ｄは、損傷なしに計測セクション９８に通され得る最大の円形ピンの直径であってもよい。不規則な表面も有する非円形断面の場合、計測径Ｄは、損傷なしに通され得る適切に成形された最大ピンの水力直径であってもよい。拡散セクション１００の前の真っ直ぐでない又は一定でない断面の長さに関して、同じ全体的な規定が、最小断面積の位置に使用されてもよい。
【００４４】
言明したように、拡散セクション１００は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向に関して計測セクション９８の下流にあり、出口９４の位置又は近傍に画成されている。拡散セクション１００は、一般に、上流棚点１０３（下流内面９７がレッジ深さ接線１１７と交差する位置として規定される）から、棚１０１が高温表面８４に融合する（中心線１０２に対して、拡散角度φよりも大きい角度をなして）下流縁１０６まで画成される棚１０１を含む。棚１０１は、一般に、上流棚点１０３から下流縁１０６まで延びる長さＬ2を有する。棚１０１の長さＬ2は、一般に、最大で約５ｄ（例えば、約０．５ｄ〜約５ｄ）であり、但し、ｄは、図３に関して述べたように高温表面接線８５からレッジ深さ接線１１７までの距離である。特定の理論に縛られることを望むものではないが、棚１０１は、冷却流体流Ｃが高温流体流Ｈと交差する直前に横方向に広がるための浅い領域を提供すると考えられる。
【００４５】
図４に示されているように、出口９４の下流縁１０６は、棚１０１と高温表面８４との融合領域によって形作られている。一般に、下流縁１０６における、棚１０１の中心線９９の両側の幅は、中心線９９に対する横方向拡散角度βによって規定されてもよい。詳細には、横方向拡散角度βは、中心線９９上の下流縁１０６から、下流縁１０６の両側の横方向拡散線１０９ａ、１０９ｂまで広がっている。横方向拡散線１０９ａ、１０９ｂの各々は、リッジ１１２の上流縁１１６から下流縁１０６の最も外側の点１０７ａ、１０７ｂまで延びている。最も多い実施形態では、横方向拡散角度βは、０°超〜約１５°である。
【００４６】
次に図５及び図６を参照すると、フィルム孔９０の拡散セクション１００に画成された２つの外側ローブ１２０ａ、１２０ｂが存在する。外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々は、冷却流体流Ｃが計測セクション９８から拡散セクション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の役割を果たす。特定の理論に縛られることを望むものではないが、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、冷却流体流Ｃの、高温流体流Ｈとの相互作用の前に冷却流体流Ｃに関連する渦を変化させると考えられる。
【００４７】
外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々は、ボア深さＢとして横方向拡散線１０９ａ、１０９ｂの各々に沿って測定される深さを有し、ボア深さＢは、中心線１０２の下において、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々の底１２３ａ、１２３ｂの各々に対して測定される。ボア深さＢは、全体的な拡散長さＬDと比較されてもよく、最も多い実施形態では長さＬDの約０．１〜約０．７５である（すなわち、Ｂは、長さＬDの約１０％〜約７５％である）。
【００４８】
図６は、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々が計測径Ｄ以下であるボア有効径ＤBを有することを示している。最も多い実施形態では、ボア有効径ＤBは、計測径Ｄの約０．５〜約１である（すなわち、ＤBは、計測径Ｄの約５０％〜約１００％である）。
【００４９】
図７及び図８は、より具体的に、拡散セクション１００に画成された外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの輪郭を示しており、棚１０１は、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々の間に配置されている。ボア底１２３ａ及び１２３ｂの各々は、図７の図においては隠れるように孔の中に延在してもよいことに留意されたい。図３及び図５の上流棚点１０３における、拡散セクション１００の断面図である図８を参照すると、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、拡散セクション１００の両端に配置されており、棚１０１は、それらの間に配置されている。外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、一般に、棚１０１よりも深い、拡散セクション１００の両側に沿ったボアを有する。特定の実施形態では、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂは、各々の直径に沿って外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々の少なくとも約１５０°（約１８０°〜約２７０°など）に関して拡散セクション１００の表面によって画成される（例えば、外側ローブ１２０ａ、１２０ｂの各々の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、パルスレーザを用いて、形状を作製するために連続的な螺旋運動を使用し、続いて、計量部を作製するためにパーカッション穿孔を使用することによって作製される。例えば、レーザ穿孔工程は、Ｎｄ：ＹＡＧレーザを利用してもよいが、所望の結果をもたらすために適合可能な任意の他のレーザが使用されてもよい。レーザは、所定の計測径Ｄ（例えば、約０．０１０〜約０．０３０インチの）を有する冷却アパーチャを作製してもよい。アパーチャは、図３に示されているように中心線角度α（例えば、約１５°〜約５０°）を形成するのに相応しい角度で部品の表面に穿孔されてもよい。
【００５１】
一実施形態では、フィルム孔は、所望の孔サイズの計測径Ｄに対応する、レーザのスポットサイズを用いて作製される。レーザを螺旋運動させることは、フィルム孔の断面が要望通りに形成されることを可能にする。レーザは、その焦点の直ぐ下のＣＭＣ材料を除去し、その結果、アパーチャを形成する。同時に、レーザエネルギーは、それの直ぐ付近のＳｉＣ又はＳｉＮのマトリックス材料を溶かすのに十分である。穿孔作業の進行は非常に迅速に行われるので、溶けた材料は、レーザノズルからの加圧空気がそれの冷却を助けるため、作り直された材料として新しく形成された表面に沿って再固化するまでに短い距離しか流れない。作り直された材料は、実質的に、新しく形成されたアパーチャの表面に沿って酸化バリアを形成するシリカであり、これにより、冷却空気が通路内に導入されるときに、この表面に沿ったＣＭＣ材料の劣化は発生しない。部品の温度を周囲外気の温度未満に維持するために部品に導入される「冷却空気」は、１７００°Ｆを超える高温を有し得ることが、当業者によって認識される。
【００５２】
この記載された説明では、最良の態様を含めて本発明を開示するために、さらには、任意の当業者が任意の装置又はシステムの作製及び使用並びに任意の組み込み方法の実行を含めて本発明を実施することを可能にするために、例が使用されている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定されており、また、当業者によって想到される他の例を含み得る。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を含む場合又は特許請求の範囲の文言と実質的に異ならない均等な構造的要素を含む場合に、特許請求の範囲内にあることが意図されている。
［実施態様１］
高温燃焼ガス流（Ｈ）を発生させ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、かつ高温燃焼ガス流（Ｈ）に面する高温表面（８４）及び冷却流体流（Ｃ）に面する冷却表面（８６）を有する基材（８２）であって、高温燃焼ガス流（Ｈ）が、高温表面（８４）に関して上流方向（１０８）及び下流方向（１１０）を概ね規定し、基材（８２）が、冷却表面（８６）に設けられた入口（９２）、高温表面（８４）に設けられた出口（９４）、及び入口（９２）と出口（９４）とを接続する通路（９６）を有する、基材（８２）を貫通するフィルム孔（９０）を画成しており、通路（９６）が、
計測セクション（９８）、並びに
棚（１０１）、第１の外側ローブ（１２０ａ）、及び第２の外側ローブ（１２０ｂ）を備える拡散セクション（１００）
を備える基材（８２）
を備えるエンジン部品（８０）。
［実施態様２］
第１の外側ローブ（１２０ａ）及び第２の外側ローブ（１２０ｂ）が、冷却流体流（Ｃ）が計測セクション（９８）の下流の拡散セクション（１００）内で横方向に広がることを可能にする、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様３］
棚（１０１）が、高温表面（８４）との融合領域に下流縁（１０６）を有し、横方向拡散線が、出口（９４）の上流縁（１０４）から棚（１０１）の最も外側の側方点（１０７ａ、１０７ｂ）までのものとして規定されており、横方向拡散角度が、横方向拡散線と高温燃焼ガス流（Ｈ）の中心線との間に形成され、横方向拡散角度が、０°超〜約１５°である、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様４］
横方向拡散線が、出口（９４）の上流縁（１０４）から棚（１０１）の最も外側の側方点（１０７ａ、１０７ｂ）までのものとして規定されており、拡散セクション（１００）が、計測セクション（９８）内の計測径位置から局所的な外表面接線（８５）の交差までのものとして規定される長さ（ＬD）を有し、外側ローブ（１２０ａ、１２０ｂ）の各々が、各々の横方向拡散線に沿って測定されるボア深さ（Ｂ）を有し、ボア深さ（Ｂ）が、長さ（ＬD）の約１０％〜約７５％である、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様５］
ボアの各々が、計測セクション（９８）内に画成される計測径（Ｄ）の約０．５〜１倍の有効径（ＤB）を有する、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様６］
フィルム孔（９０）の通路（９６）が、上流内面（９５）と下流内面（９７）との間に断面領域を有し、上流内面（９５）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）と略平行である、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様７］
下流内面（９７）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）に対して拡散角度（Θ）を有し、拡散角度（Θ）が、０°〜約１５°である、実施態様６に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様８］
下流内面（９７）が、通路（９６）を通る中心線（１０２）に対して拡散角度（Θ）を有し、拡散角度（Θ）が、０°超〜約１５°である、実施態様６に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様９］
下流へ延在し、かつ高温表面（８４）の接線（８５）より下に凹設されたレッジ（１１５）を備える、出口（９４）の上流のバッファ領域（１１４）であって、レッジ（１１５）が、レッジ深さ（ｄ）でレッジ（１１５）から延びるレッジ深さ接線（１１７）を規定するバッファ領域（１１４）
をさらに備える、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１０］
棚（１０１）が、レッジ深さ（ｄ）の５倍以下の長さ（Ｌ2）を有する、実施態様９に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１１］
出口（９４）の上流の高温表面（８４）に設けられた流れ調整構造（１１２）であって、高温表面（８４）から延在するリッジを備える流れ調整構造（１１２）
をさらに備える、実施態様１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１２］
リッジが、出口（９４）の上流縁（１０４）の少なくとも５０％の周囲に延在する、実施態様１１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１３］
リッジが、出口（９４）の上流縁（１０４）の少なくとも７５％の周囲に延在する、実施態様１１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１４］
リッジが、バッファ領域（１１４）によって出口（９４）から分離されている、実施態様１１に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１５］
バッファ領域（１１４）が、リッジの下流に延在し、かつ高温表面（８４）の接線（８５）より下に凹設されたレッジ（１１５）を備え、レッジ（１１５）が、レッジ深さ（ｄ）でレッジ（１１５）から延びるレッジ深さ接線（１１７）を規定する、実施態様１４に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１６］
リッジの長さ（Ｌ3）が、高温表面（８４）の接線（８５）に沿った、上流縁（１１６）から下流縁（１１８）までのものとして規定されており、長さ（Ｌ3）が、レッジ深さ（ｄ）の約０．５〜約２倍である、実施態様１５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１７］
リッジの高さ（ｈ）が、リッジの頂点から高温表面（８４）の接線（８５）までのものとして規定されており、高さ（ｈ）が、０超〜レッジ深さ（ｄ）以下である、実施態様１５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１８］
レッジ（１１５）が、レッジ深さ（ｄ）の約３倍以下の長さ（Ｌ1）を有する、実施態様１５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様１９］
レッジ（１１５）が、レッジ深さ（ｄ）の約０．５〜約３倍の長さ（Ｌ1）を有する、実施態様１５に記載のエンジン部品（８０）。
［実施態様２０］
外側ローブ（１２０ａ、１２０ｂ）の各々が、各々の直径に沿って外側ローブ（１２０ａ、１２０ｂ）の各々の少なくとも約１５０°に関して拡散セクション（１００）の表面によって画成されている、実施態様１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  中心線軸線
１４  コアエンジン、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  第１の（高圧（ＨＰ））タービン
３０  第１の（高圧（ＨＰ））駆動シャフト
３２  第２のタービン、ＬＰタービン
３４  低圧（ＬＰ）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（又はバイパス）空気流導管
５０  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  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  高温表面接線、局所的な外表面接線
８６  冷却表面
８８  内部空洞、内部通路
９０  フィルム孔
９２  入口
９４  出口
９５  上流内面
９６  通路
９７  下流内面
９８  計測セクション
９９  中心線
１００  拡散セクション
１０１  棚
１０２  中心線
１０３  上流棚点
１０４  上流縁
１０６  下流縁
１０７ａ，ｂ  最も外側の点
１０８  上流方向
１０９ａ，ｂ  横方向拡散線
１１０  下流方向
１１２  流れ調整構造、リッジ
１１３
１１４  バッファ領域
１１５  レッジ
１１６  上流縁
１１７  レッジ深さ接線
１１８  下流縁
１２０ａ，ｂ  外側ローブ
１２３ａ，ｂ  ボア底
Ｈ  高温燃焼ガス流、高温流体流
Ｃ  冷却流体流
α  中心線角度
φ  拡散角度
Ｌ1  長さ
Ｌ2  棚長さ
Ｌ3  長さ
ｄ  深さ
ｈ  高さ
Ｄ  計測径
Ｌm  計測長さ
ＬD  拡散長さ
β  横方向拡散角度
Ｂ  ボア深さ
ＤB  ボア直径
【図１】
2017067072.tif 000003
【図２】
2017067072.tif 000004
【図３】
2017067072.tif 000005
【図４】
2017067072.tif 000006
【図５】
2017067072.tif 000007
【図６】
2017067072.tif 000008
【図７】
2017067072.tif 000009
【図８】
2017067072.tif 000010
【外国語明細書】
2017067072000001.pdf