(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンにおける改善されたフィルム冷却を提供する。【解決手段】構成要素は、第１及び第２の面を有する少なくとも１つの壁を備える。少なくとも１つのフィルム冷却孔９０が、第１及び第２の面の間で壁を通って延び、第２の面において出口領域９４を有する。フィルム冷却孔９０は、側方拡散部分１１２である第１の拡張セクションと、レイバック拡散部分１１６である第２の拡張セクションとを含み、側方拡散部分１１２がレイバック拡散部分１１６から上流側で離間して配置される。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）の低温側（８６）及び高温側（８４）を有する構成要素（８０）のためのフィルム孔通路（９６）であって、
前記低温側（８６）上の入口（９２）と、前記高温側（８４）上の出口（９４）と、側方拡散部分（１１２）と、レイバック拡散部分（１１６）と、
を備え、前記側方拡散部分（１１２）が前記レイバック拡散部分（１１６）から上流側で離間して配置される、フィルム孔通路（９６）。
【請求項２】
前記側方拡散部分（１１２）が、前記フィルム孔通路（９６）における中心線（１０２）に対して側方拡散角（α）を定め、前記側方拡散角（α）が１２．５度未満である、請求項１に記載のフィルム孔通路（９６）。
【請求項３】
前記レイバック拡散部分（１１６）が、前記フィルム孔通路（９６）における中心線（１０２）に対してレイバック拡散角（β）を定め、前記レイバック拡散角（β）が１２度未満である、請求項１に記載のフィルム孔通路（９６）。
【請求項４】
前記側方拡散部分（１１２）が側方拡散長（Ｌα）を定め、前記レイバック拡散部分（１１６）がレイバック拡散長（Ｌβ）を定め、前記側方拡散長（Ｌα）が前記レイバック拡散長（Ｌβ）よりも大きい、請求項１に記載のフィルム孔通路（９６）。
【請求項５】
前記レイバック拡散長（Ｌβ）が、直径（Ｄ）の４倍よりも小さい、請求項４に記載のフィルム孔通路（９６）。
【請求項６】
前記レイバック拡散長（Ｌβ）がゼロである、請求項５に記載のフィルム孔通路（９６）。
【請求項７】
前記レイバック拡散長（Ｌβ）が直径（Ｄ）の４倍よりも小さく、前記側方拡散長（Ｌα）が直径（Ｄ）の３５倍よりも小さい、請求項６に記載のフィルム孔通路（９６）。
【請求項８】
前記フィルム孔通路（９６）が、０．４８インチよりも小さい直径（Ｄ）を有する、請求項１に記載のフィルム孔通路（９６）。
【請求項９】
前記フィルム孔通路（９６）が、以下の幾何形状を有し、すなわち、
ａ）前記側方拡散部分（１１２）が、前記フィルム孔通路（９６）における中心線（１０２）に対して側方拡散角（α）を定め、前記側方拡散角（α）が１２．５度未満であり、
ｂ）前記レイバック拡散部分（１１６）が、前記フィルム孔通路（９６）における中心線（１０２）に対してレイバック拡散角（β）を定め、前記レイバック拡散角（β）が１２度未満であり、
ｃ）前記側方拡散部分（１１２）が側方拡散長（Ｌα）を定め、前記レイバック拡散部分（１１６）がレイバック拡散長（Ｌβ）を定め、前記側方拡散長（Ｌα）が前記レイバック拡散長（Ｌβ）よりも大きい、
請求項１に記載のフィルム孔通路（９６）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンにおけるフィルム冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、圧縮機において空気が加圧され、燃焼器において燃料と混合されて、燃焼ガスを発生する。エネルギーは、圧縮機に動力を供給する高圧タービン（ＨＰＴ）においてガスから取り出され、また、ターボファン航空機エンジン用途でファンに動力を供給する又は船舶及び産業用途で外部シャフトに動力を供給する低圧タービン（ＬＰＴ）においてガスから取り出される。
【０００３】
エンジン効率は、燃焼ガスの温度に伴って向上する。しかしながら、燃焼ガスが流路に沿った様々な構成要素を加熱し、そのため長期にわたるエンジン寿命を達成するためにこれらを冷却する必要がある。通常、高温ガス経路構成要素は、圧縮機から空気を抽気することによって冷却される。この冷却方法は、抽気された空気が燃焼プロセスで使用されないので、エンジン効率を低下させる。
【０００４】
ガスタービンエンジンの冷却の技術分野は成熟しており、種々の高温ガス経路構成要素における冷却回路及び特徴要素の様々な態様に関して数多くの特許がある。例えば、燃焼器は、作動中に冷却を必要とする半径方向外側及び内側ライナを含む。タービンノズルは、外側バンドと内側バンドとの間に支持される中空のベーンを含み、これらもまた冷却を必要とする。タービンロータブレードは中空であり、通常は冷却回路を含み、該ブレードはタービンシュラウドによって囲まれ、これらもまた冷却を必要とする。高温の燃焼ガスは排気口を通って排出され、該排気口もまた、ライニング加工されて、好適に冷却される場合がある。
【０００５】
これらの例示的なガスタービンエンジン構成要素の全てにおいて、通常は、冷却の必要性を最小限にしながら耐久性を高めるために、高強度超合金金属の薄い金属壁が使用されている。様々な冷却回路及び特徴要素が、エンジンの対応する環境においてこれらの個々の構成要素に合わせて調整される。加えて、これらの構成要素の全ては、通常、フィルム冷却孔の共通する列を含む。
【０００６】
典型的なフィルム冷却孔は、加熱した壁を通って低角で傾斜した円筒ボアであり、壁の外面に沿って冷却空気の薄膜（フィルム）を放出して作動中に通過する高温燃焼ガスに対する断熱を提供する。フィルムは、壁の外面にわたって低角で放出され、流れ剥離及びフィルム冷却の有効性の喪失につながることになる望ましくないブローオフの可能性を最小限にする。
【０００７】
フィルムの性能は、有効被覆範囲によって決まる。ディフューザの拡散が強すぎる場合には、流れ失速及びディフューザの出口でのある程度のジェッティングが生じる。このジェッティングは、フィルムの有効被覆範囲を縮小し、フィルムを劣化させる二次混合を発生させるので有害である。側方拡散角及び側方拡散長は、ディフューザの出口における物理的な被覆範囲を規定するものである。レイバック拡散角は、覆われた拡散部分から主流の流れまでフィルムがどのように移行するかを規定する。
【発明の概要】
【０００８】
本発明の１つの態様において、本発明の実施形態は、高温空気流に晒される高温側と、冷却空気流に晒される低温側と、低温側と高温側との間に延びるフィルム孔通路と、を備え、低温側に入口が配置され、高温側に出口が配置された、ガスタービンエンジン用構成要素に関する。側方拡散長は、側方拡散部分の始点と出口との間の長さにより定められる。レイバック拡散長は、レイバック拡散部分の始点と出口との間の長さにより定められる。実施形態において、側方拡散長は、レイバック拡散長よりも大きい。
【０００９】
本発明の別の態様において、本発明の実施形態は、ガスタービンエンジンの低温側及び高温側を有する構成要素のためのフィルム孔通路に関し、該フィルム孔通路は、低温側上の入口と、高温側上の出口と、側方拡散部分と、レイバック拡散部分と、を備え、側方拡散部分がレイバック拡散部分から上流側で離間して配置される。
【００１０】
本発明の別の態様において、本発明の実施形態は、ガスタービンエンジンの低温側及び高温側を有する構成要素のためのフィルム孔通路に関し、該フィルム孔通路は、低温側上の入口と、高温側上の出口と、側方拡散部分と、レイバック拡散部分と、を備え、側方拡散部分がレイバック拡散部分から上流側で離間して配置され、レイバック拡散部分は、フィルム孔の調量セクションの直径の４倍よりも小さいレイバック拡散長を定める。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】航空機のガスタービンエンジンの概略断面図。
【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断面図。
【図３】本発明の第１の実施形態による、図１からのエンジンのフィルム孔及びエンジン構成要素の断面図。
【図４】フィルム孔の上面図。
【図５】図３と図４及び図６とを重ね合わせた図。
【図６】フィルム孔の底面図。
【図７】フィルム孔の斜視底面図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
記載される本発明の実施形態は、特にガスタービンエンジンのフィルム冷却されるエンジン構成要素に関する。説明の目的で、本発明の態様は、航空機ガスタービンエンジンに関して説明する。しかしながら、本発明は、これに限定されず、他の移動体用途及び非移動体用途、工業用並びに住宅用途など、非航空機用途で一般的に適用性があることは理解されるであろう。
【００１３】
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、前方１４から後方１６に延びた、ほぼ長手方向に延びる軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースター又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、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と、排気セクション３８と、を含む。
【００１４】
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の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、燃焼ガスを発生する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６によって囲まれる。
【００１５】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸上に配置された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に駆動可能に接続する。より大きな直径の環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸上に配置された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に駆動可能に接続する。
【００１６】
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、ここでは圧縮機ブレード５６，５８のセットが固定圧縮機ベーン６０，６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体のストリーム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５６，６８は、リング状に設けることができ、中心線１２に対してブレードプラットフォームからブレード先端まで半径方向外向きに延びることができ、他方、対応する固定圧縮機ベーン６０，６２は、回転ブレード５６，６８の下流側に隣接して位置付けられる。図１に示されたブレード、ベーン及び圧縮機段の数は、説明の目的のものに過ぎず、他の数が実施可能である点に留意されたい。
【００１７】
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、ここではタービンブレード６８，７０のセットが固定タービンベーン７２，７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体のストリームからエネルギーを取り出す。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、リング状に設けることができ、中心線１２に対してブレードプラットフォームからブレード先端まで半径方向外向きに延びることができ、他方、対応する固定タービンブレード７２，７４は、回転ブレード６８，７０の上流側に隣接して位置付けられる。図１に示されたブレード、ベーン及びタービン段の数は、説明の目的のものに過ぎず、他の数が実施可能である点に留意されたい。
【００１８】
作動時には、回転ファン２０は、周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次いで、該ＬＰ圧縮機２４は、加圧した周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６が周囲空気を更に加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼器３０において燃料と混合されて点火され、これにより燃焼ガスを発生する。ＨＰタービン３４によりこれらの燃焼ガスから幾らかの仕事が取り出され、これにより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、該ＬＰタービン３６が追加の仕事を取り出して、ＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的には、排気ガスが排気セクション３８を介してエンジン１０から放出される。ＬＰタービン３６の駆動によってＬＰスプール５０が駆動されて、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００１９】
ファン２０によって供給される大気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の一部分、特に高温部分の冷却に使用され、及び／又は航空機の他の特徴要素を冷却又は駆動するのに用いることができる。タービンエンジンの関連において、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０の下流側にあり、特にタービンセクション３２であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直ぐ下流側にあるので最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定ではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から放出される流体とすることができる。
【００２０】
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と燃焼器ライナ７７とを含む。タービン３４のタービンブレード６８に軸方向に隣接して、半径方向に離間した固定タービンベーン７２のセットがあり、隣接するベーン７２との間でノズルを形成する。ノズルは、燃焼ガスを転回させて、回転ブレードに良好に流れるようにして、タービン３４によって最大エネルギーが取り出せるようにする。冷却空気流Ｃは、ベーン７２を通過して、高温空気流Ｈがベーン７２の外側に沿って通過するときにベーン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、タービン３４における流れ損失を最小限にする。同様のシュラウド組立体もまた、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４、又はＨＰ圧縮機２６と関連付けることができる。
【００２１】
エンジン１０のエンジン構成要素のうちの１又はそれ以上は、フィルム冷却基材を含み、ここでは本明細書で更に開示される実施形態のフィルム冷却孔又はフィルム孔を設けることができる。フィルム冷却基材を有するエンジン構成要素の幾つかの非限定的な実施例は、図１〜図２に記載された、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。フィルム冷却が使用され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。
【００２２】
図３は、本発明の実施形態による、エンジン構成要素８０の一部を示す概略断面図である。エンジン構成要素８０は、図１によるエンジン１０のエンジン構成要素とすることができ、矢印Ｈで表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で表される冷却空気流は、エンジン構成要素を冷却するのに供給することができる。図１〜図２に関して上記で検討したように、タービンエンジンの関連において、冷却空気は、エンジンコア４４をバイパスしてファン２０によって供給される周囲空気、ＬＰ圧縮機２４からの空気、又はＨＰ圧縮機２６からの空気とすることができる。
【００２３】
エンジン構成要素８０は、高温空気流Ｈに面する高温側８４である第１の面と、冷却空気流Ｃに面する低温側８６である第２の面とを有する基材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、壁は、エンジン構成要素８０の外壁又は内壁とすることができる。第１のエンジン構成要素８０は、低温側８６を含む少なくとも１つの内部キャビティ８８を定めることができる。高温側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には、高温側８４は、１０００°Ｃ〜２０００°Ｃ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用に好適な材料には、限定ではないが、鋼鉄、チタンなどの高融点金属、又はニッケル、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が挙げられる。超合金は、等軸晶の一方向に凝固した単結晶構造のものを含むことができる。
【００２４】
エンジン構成要素８０は更に、基材８２を通って延びて、内部キャビティとエンジン構成要素８０の高温側８４との間に流体連通を提供する１又はそれ以上のフィルム孔９０を含む。作動中、冷却空気流Ｃは、内部キャビティ８８に供給されてフィルム孔９０から出て、高温側８４に冷却空気の薄層又はフィルムを生成し、高温側８４を高温空気流Ｈから保護する。図３にはフィルム孔９０が１つだけ示されているが、エンジン構成要素８０は、複数のフィルム孔９０を備えることができ、エンジン構成要素８０上に何れかの望ましい構成で配列されることは理解されたい。
【００２５】
本明細書で検討される実施形態の何れにおいても、基材８２は、ほぼ平坦であるように示されているが、多くのエンジン構成要素８０において湾曲していてもよいと理解される点は留意されたい。しかしながら、基材８２の湾曲は、フィルム孔９０のサイズと比べて僅かとすることができ、よって検討及び説明の目的で基材８２が平坦に示されている。基材８２がフィルム孔９０に対して平坦であるか又は局所的に湾曲しているかにかかわらず、高温側８４及び低温側８６は、本明細書で示されるように互いに平行とすることができ、或いは、非平行な平面に位置していてもよい。
【００２６】
フィルム孔９０は、基材８２の低温側８６に設けられた入口９２と、高温側８４に設けられた出口９４を含む出口領域と、入口９２と出口９４を接続するフィルム孔通路９６と、を有することができる。フィルム孔通路９６は、冷却空気流Ｃの質量流量を調量する調量セクション９８と、高温側８４により広くより緩慢な冷却フィルムを形成するよう冷却流体Ｃが拡張される拡散セクション１００と、を含むことができる。調量セクション９８は、フィルム孔通路９６を通過する冷却空気流Ｃの方向に垂直な最小断面積を有するフィルム孔通路９６の一部とすることができる。調量セクション９８は、フィルム孔通路９６が最小断面積を有する離散的部位又はフィルム孔通路９６の細長セクションとすることができる。拡散セクション１００は、フィルム孔通路９６を通る冷却空気流Ｃの方向に対して調量セクション９８の下流側にある。拡散セクション１００は、調量セクション９８と直列流れ連通することができる。調量セクション９８は、入口９２に又はその近傍に設けることができ、拡散セクション１００は、出口９４に又はその近傍に定めることができる。ほとんどの実施態様において、拡散セクション１００は、出口９４を定める。
【００２７】
フィルム孔通路９６を通る冷却空気流Ｃは、本明細書では中心線１０２と呼ばれ、調量セクション９８の断面積の幾何学的中心を通るフィルム孔通路９６の長手方向軸線に沿っている。フィルム孔９０は、フィルム孔通路９６を通る冷却空気流Ｃの下流側方向に傾斜して、中心線１０２が高温側８４及び低温側８６に非直交であるようになる。代替として、フィルム孔９０は、中心線１０２が通る基材８２の局所領域において高温側８４及び低温側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。他の実施形態において、フィルム孔９０の中心線１０２は、高温空気流Ｈの方向に配向することができ、冷却空気流Ｃのベクトルが高温空気流Ｈのベクトルとは異なるようになる。例えば、合成角を有するフィルム孔は、高温空気流ベクトルだけでなく、高温側８４で見た見下ろし図でも異なる冷却流ベクトルを定める。
【００２８】
図３の実施形態において、Ｄは、フィルム孔９０の調量セクション９８によって定められる調量直径である。調量セクション９８は、断面がほぼ円形であり、０．４８インチ未満の直径を有する。しかしながら、調量セクション９８の特定の断面形状は、本発明の他の実施形態とは異なることができ、例えば、調量セクション９８の断面形状は、矩形又は楕円形とすることができる。非円形の調量セクション９８において、調量直径Ｄは、断面の水力直径とすることができ一般に、断面積を断面直径で除算したものの４倍として定義される。パーカッションレーザ加工によって一般に生成されるような、ほぼ円形のままである極めて不規則な調量セクション９８において、調量直径Ｄは、損傷を与えることなく調量セクション９８を通過することができる最大円形ピンの直径とすることができる。拡散セクション１００の前に非直線又は非一定の断面については、最小断面積の部位にて同じ全体的な定義を用いることができる。
【００２９】
出口９４は、上流側縁部１０４と下流側縁部１０６を含み、ここでフィルム孔通路９６が基材８２の高温側８４と交差する。縁部１０４，１０６は一般に、高温空気流Ｈの方向に対して定めることができ、高温空気流Ｈは一般に、高温側８４に対して上流側方向１０８及び下流側方向１１０を定め、すなわち出口９４を過ぎる。上流側縁部１０４はほぼ下流側方向１１０に面し、下流側縁部１０６はほぼ上流側方向１０８に面する。
【００３０】
図３のフィルム孔９０によって定められる空隙を例示した図４〜図６の実施形態において、拡散部分１００は更に、側方拡散部分１１２とレイバック拡散部分１１６とを備える。側方拡散部分１１２は、出口９４に対して上流側にあり、レイバック拡散部分１１６から離間して配置されている。離間とは、２つの拡散部分がフィルム孔通路９６内で異なる点を起点としていることを意味し、側方拡散部分１１２は、レイバック拡散部分１１６の上流側で始まっている。側方拡散部分１１２は、調量セクション９８が終端し側方拡散部分１１２の始点１１４を定める場所で始まり、出口９４にて終端する。
【００３１】
側方拡散部分１１２は更に、始点１１４から上流側縁部１０４まで中心線１０２に平行に延在するレイバック拡散長Ｌαを定める。側方拡散部分１１２は更に、中心線１０２から測定して低角で始点１１４から延びて出口９４にて終端する側方拡散角αを定める。一部の実施形態において、側方拡散角αは１２．５度未満である。
【００３２】
レイバック拡散部分１１６は、側方拡散部分１１２の始点１１４の下流側で且つ出口９４の上流側の点で始まる。レイバック拡散部分１１６は、出口９４にて終端する。レイバック拡散部分１１６は更に、第２の始点１１８から上流側縁部１０４まで中心線１０２に平行に延在するレイバック拡散長Ｌβを定め、上流側縁部は第２の始点１１８の下流側に位置付けられる。側方拡散長Ｌαは、レイバック拡散長Ｌβよりも大きく、直径Ｄの３５倍よりも小さい。一部の実施形態において、レイバック拡散長Ｌβは、直径Ｄの４倍よりも小さく、又はゼロであり、より詳細には３よりも小さい。更に一部の実施形態において、レイバック拡散長Ｌβは、第２の始点１１８から上流側縁部１０４まで測定してゼロ未満とすることができ、上流側縁部１０４は、第２の始点１１８の上流側に位置付けられ、最大で約０．５Ｄの長さを有する。
【００３３】
レイバック拡散部分１１６は更に、中心線１０２から測定して低角で第２の始点１１８から低温側８６に向かって延びて下流側縁部１１６にて終端するレイバック拡散角βを定める。一部の実施形態において、レイバック拡散角βは１２度未満である。
【００３４】
これらの実施形態において、レイバック拡散角βと関連付けた側方拡散角αの間の意図的な間隔は、同様の拡散面積比に対してより深いプランジ深さ及び被覆範囲をもたらす。これにより、有効被覆範囲によって決まるフィルム性能の改善に必要な被覆範囲を得るのにより安定した拡散が可能となる。
【００３５】
典型的なフィルム孔は、側方拡散角とレイバック拡散角を同じ位置で結合する。これにより、レイバックが得られる高い面積比に起因して、フィルム孔が実施可能なレイバック拡散長が制限される。レイバック拡散角を側方拡散角から離隔することによって、長い側方拡散長を有するより安定した拡散が可能となり、結果としてより多くの被覆領域が得られる。側方拡散角の後にレイバック拡散角を含めることにより、フィルムは、自由ストリーム流に合流する前に効果的により低い面にまで移行することができる。
【００３６】
側方拡散位置とレイバック拡散位置を離隔することで、同じ被覆範囲に対してより小さな面積比と、より安定した拡散がもたらされる。これによりまた、キャビティ干渉がより少なくなることに起因して、より小さな表面角度が可能となる。これらの両方のことは、フィルム性能に有意な改善をもたらす。このより高いフィルム有効性は、耐久性（翼上時間の増大）又は冷却流の削減（熱効率の向上）の何れかに直接つながる。
【００３７】
提案された本発明の優れた性能は、フィルム孔を抜けた時点での高温ガスと冷却材との混合が低減されることにより更に促進され、これは、Ｌβ＜Ｌαの直接的影響である。この条件により、大きなＬαによって達成されることになる十分な被覆範囲及びフィルムの横方向拡散を可能にすると共に、短いＬβを有することにより、出口面に垂直な寸法で孔の出口を制限することができる。後者の状況は、乱流長さスケール及びその結果として生じる孔出口での混合を制限する。
【００３８】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、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並びにあらゆる組み込み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。本発明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含む場合、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】
【００３９】
１０  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  低圧圧縮機
２６  高圧圧縮機
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  高圧タービン
３６  低圧タービン
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  高圧シャフト／スプール
５０  低圧シャフト／スプール
５１  ロータ
５２  圧縮機段
５３  ディスク
５４  圧縮機段
５６  回転ブレード
５８  回転ブレード
６０  ベーン
６２  ベーン
６３  出口ガイドベーン
６４  タービン段
６６  タービン段
６８  タービンブレード
７０  タービンブレード
７２  タービンベーン
７４  タービンベーン
７６  デフレクタ
７７  燃焼器ライナ
７８  シュラウド組立体
８０  エンジン構成要素
８２  基材
８４  高温側
８６  低温側
８８  内部キャビティ
９０  フィルム孔
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  中心線
１０４  上流側縁部
１０６  下流側縁部
１０８  上流側方向
１１０  下流側方向
１１２  側方拡散部分
１１４  始点
１１６  レイバック拡散部分
１１８  第２の始点
α  側方拡散角
β  レイバック拡散角
Ｌα  側方拡散長
Ｌβ  レイバック拡散長
Ｃ  冷却空気流
Ｈ  高温空気流
Ｄ  調量直径
【図１】
2017089639.tif 000003
【図２】
2017089639.tif 000004
【図３】
2017089639.tif 000005
【図４】
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【図５】
2017089639.tif 000007
【図６】
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【図７】
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【外国語明細書】
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